Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.

Момент тангажа самолета создается крылом, горизонтальным оперением, фюзеляжем и всеми несущими надстройками и подвесками, если они имеются.

Коэффициент момента тангажа самолета: , где – момент аэродинамических сил самолета относительно оси z, S – площадь крыла с подфюзеляжной частью, – скоростной напор невозмущенного потока.

При малых углах атаки можно принять зависимость коэффициента m _z от углов атаки (m _z = f(a)) линейной. Тогда , где – угол атаки самолета; – производная коэффициента момента тангажа по углу атаки, имеющая порядок:

» 0.002 …0.01 » 0.1 …0.6

(3.1)

Здесь производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки, соответственно, изолированного фюзеляжа (п. 2.1), консольных частей крыла, горизонтального оперения (п 2.2), изолированных мотогондол и других элементов конструкции самолета, при обтекании которых может возникать подъемная сила;

– коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем (п. 2.3);

– коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какого – либо элемента конструкции самолета (п 2.4.3);

– коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно (п. 2.4.1, 2.4.2);

При малых углах атаки нормальная сила практически не отличается от подъемной силы, поэтому в формуле (3.1) производные можно заменить на производные для самолета и всех его частей.

(3.2)

– соответственно расстояния от фокуса консольных частей крыла, го, изолированного фюзеляжа, j – й подвески или мотогондолы до оси Z (рис 3.1), которые можно определить по чертежу эквивалентной компоновки с учетом его масштаба или рассчитать эти размеры по данным геометрии эквивалентной схемы самолета. Ось Z согласно ГОСТу проходит через центр масс самолета в сторону правого крыла самолета. Если положение центра масс неизвестно, то ось Z проводят через переднюю кромку САХ крыла с подфюзеляжной частью. Знаки определяются согласно ГОСТу. В случае, когда подъемная сила поверхности, приложенная в ее фокусе, создает относительгно оси Z кабрирующий момент, то знак момента M_z ”+”, если пикирующий – то ” – ”.

Положения фокуса консольных частей крыла и го определяются по графикам рис. 3.2 – 3.5.,где , для консоли крыла , для консоли го .

Положение фокуса крыла сложной формы в плане определяется по соотношению:

,

где: где – производная для 1 – го крыла (рис.1.5), – производная для 2 – го крыла, - площадь 1 – го крыла, - площадь 2 – го крыла, ,

Положение фокуса фюзеляжа определяется по соотношению:

, (3.3)

где коэффициент рассчитывается относительно оси , проходящей через нос фюзеляжа; – производные коэффициента подъемной силы по углу атаки, соответственно, фюзеляжа, его носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части; – расстояния от фокусов носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части до оси . Знаки плеч в формуле (3.3)те же, что и в формуле (2.2)

Рис. 3.1

Рис 3.2

Рис 3.3

Рис 3.4

Рис 3.5

Рис. 3.6

Фокус кормовой части можно принять на середине ее длины – 0.5L _корм.

Координата фокуса кормовой части .

Координата фокуса носовой части определяется по формуле:

, (3.4)

где , – длина и объем носовой части фюзеляжа;

учитывает смещение фокуса под влянием числа Маха и определяется по графику рис. 3.6. в зависимости от параметров и .

Для определения координат фокусов частей самолета относительно носка САХ крыла с подфюзеляжной частью необходимо нанести их на чертеже эквивалентной компоновки (рис. 3.1) и снять координаты .

Далее по формуле 3.2 рассчитывается коэффициент .

Положение фокуса самолета при малых углах атаки определяется из соотношения:

;

. (3.5)

полученное из соотношения (3.5) положение фокуса самолета необходимо нанести на чертеже эквивалентной компоновки (отложить от носка САХ крыла с подфюзеляжной частью и перенести на ось Х).

При наличии мотогондол и подвешиваемых грузов их фокус рассчитывается аналогично фокусу фюзеляжа. Сила, создающая момент тангажа приложена в фокусе мотогондолы или подвески. Плечо в формуле 3.2 для каждой мотогондолы или подвески также может быть определено по чертежу эквивалентной компоновки.

В первом приближении интерференцией самолета и подвешиваемых грузов можно пренебречь.