Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 19

Несимметрия самолета приводит к:

-  появлению угла атаки a ¹ 0, при котором коэффициент подъемной силы самолета равен нулю. Этот угол атаки обозначается ;

-  необходимости учитывать изменение коэффициента интерференции между фюзеляжем и несущей поверхностью;

-  определению коэффициента подъемной силы самолета - , соответствующего коэффициенту минимального лобового сопротивления , необходимого для расчета  коэффициента индуктивного сопротивления;

-  изменению коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении органов управления;

-  необходимости учитывать несимметрию самолета при расчете его максимального аэродинамического качества.

8.1.   Расчет угла атаки нулевой подъемной силы -     

угол атаки нулевой подъемной силы самолета определяется соотношением:

(8.1)

где,, определяются по формуле (2.1) и рис.  2.6 … 2.9.

                                                           (8.2)

                                                        (8.3)

                                                                                              (8.4)

,- угол нулевой подъемной силы изолированных несущих поверхностей – первой и второй, расположенной в следе первой, соответственно;

,- угол нулевой подъемной силы с учетом интерференции с фюзеляжем, соответственно, первой и второй несущих поверхностей;

- коэффициенты интерференции несущих поверхностей с фюзеляжем (рис. 2.11);

,- коэффициенты торможения потока перед первой и второй несущей поверхностью (определяются в главе 2.4.3).

8.1.1.  Определение угла атаки нулевой подъемной силы изолированной несущей поверхности.

Угол атаки зависит от угла крутки и кривизны несущей поверхности (крыла и ГО). В случае постоянных по размаху несущей поверхности крутки и кривизны угол атаки  определяется по соотношению:

  ,                                                                                                (8.5)

где - влияние крутки несущей поверхности, - влияние кривизны

                                                                                                      (8.6)

Производная  определяется по графику рис. 8.1.

  ,                                                                                          (8.7)

Производная  определяется по графику рис. 8.2.

 - коэффициент подъемной силы, соответствующий минимальному коэффициенту лобового сопротивления  рассчитывается по соотношению

                                                                             (8.8)

Рис. 8.1

Рис. 8.2

- коэффициент лобового сопротивления несущей поверхности при нулевой подъемной силе - = 0

- определяется по графику рис. 8.3

Рис. 8.3

Если крутка и кривизна по размаху несущей поверхности изменяется , , то расчет проводится по формулам (8.5),(8.6),(8.7) для средних значений ,. Несущая поверхность при этом разбивается на элементы вдоль размаха. В пределах каждого элемента крутка  и принимаются постоянными. Тогда , . В формуле (8.6) угол крутки несущей поверхности заменяется на , а в формуле (8.7) значение коэффициента берется в соответствии со средним значением кривизны .

8.2.  Определение коэффициента интерференции между несущей поверхностью и фюзеляжем.

По рис. 2.11 можно получить значения коэффициентов интерференции для симметричного самолета (самолета в схеме среднеплан).

В схемах «высокоплан» и «низкоплан» симметрия компоновки относительно плоскости XOZ нарушается, соответственно изменяются и коэффициенты интерференции.

При расчете коэффициентов (+)^* компоновки крыла и ГО по схеме «высокоплан» необходимо ввести поправку по формуле

 ,                                                                                      (8.9)

 где  , - площадь несущей поверхности с подфюзеляжной частью. Для «низкоплана» (+)^* можно принять равным единице т.к. увеличение несущих свойств от комбинации крыло (ГО) – фюзеляж практически отсутствует.