Определение балансировочных углов атаки.

6.4.1. Построение зависимости при известном значении (формула 3.1 раздел 3) (рис. 6.5).

Рис. 6.5

6.4.2. Определение или

(6.17)

где определяется по формулам (6.4), (6.6), (6.7), – формулам (6.8), (6.9), (6.10). Для нормальной аэродинамической компоновки изменение коэффициента момента тангажа от отклонения управляющих поверхностей на угол или (отклонение против часовой стрелки), при или (отклонение по часовой стрелке).

В случае отклонения ПГО на угол или – , при или – .

6.4.3Определение . На графике (Рис. 6.5) отложить по оси , значение или при значениях () или () и провести прямые, параллельные зависимости . Точки пересечения этих прямых с осью углов атаки определяет значения углов атаки () при , при ). Балансировочный угол атаки можно определить из DАОВ (рис.6.5).

(6.18)

при этом необходимо проследить размерность [1/град] или [1/рад]. Размерность определяется размерностью .

6.4.4. Определение

– формулы (6.13^/),(6.14^/),(6.15^/),(6.16^/), – по графику рис. 6.5 или формула(6.18).

6.5. Построение балансировочной поляры самолета при .

6.5.1. Построение исходной поляры (обе ветви поляры при и ) в соответствии с проведенным расчётом при неотклоненных рулевых поверхностях. При этом предполагалось , , т.к. эквивалентная схема компоновки заданного самолета принята симметричной относительно плоскости XОZ. Исходная поляра 1 на рис.6.6

6.5.2 Определение .

– приращение коэффициента сопротивления от отклонения управляющих поверхностей в продольной плоскости. Аналогично

, – производные коэффициентов изолированных консолей ГО и ПГО.

6.5.3. Построение балансировочной поляры статически устойчивого самолета нормальной аэродинамической компоновки при и отклонении горизонтального оперения при балансировке на угол ± j.

На рис. 6.6:

1) По оси откладывается от т. О или .

2) По оси от точки откладывается значение при , точки О"; и О'

3) Построение поляр самолета 2 и 3 при отклонении горизонтального оперения на балансировке: смещение исходной поляры 1 таким образом, чтобы т. О совпала с т. О¢; – поляра 2 и с т. О" – поляра 3, На полярах 3 и 2 точки А и В, соответствующие самолета при .

4) Точки АОВ соединяются. Полученная кривая – балансировочная поляра. В т. О, О¢, О"; касательные к этим полярам перпендикулярны оси . Отвал балансировочной поляры , больше отвала исходной поляры 1, что определяет потери на балансировку.

Рис 6.6