Производная угла скоса потока от крыла в области горизонтального оперения по углу атаки для крыльев обычных удлинений:



где

Поправки на форму крыла в плане:





Поправки на взаимное расположение крыла и оперения:















Результаты расчёта занесём в таблицу 12

Таблица 12 – Аэродинамический фокус самолёта

М	0,37	0,49	0,60	0,70	0,80
V=Ma	114	151	185	216	246
	0,220	0,222	0,225	0,225	0,228
	0,0663	0,0663	0,0663	0,0663	0,0663
	-0,0743	-0,0705	-0,0671	-0,0631	-0,0592
	0,0495	0,0495	0,0495	0,0495	0,0495
	-0,0225	-0,0225	-0,0225	-0,0225	-0,0225
	0,2389	0,2448	0,2512	0,2552	0,2621
	0,3393	0,3229	0,3132	0,3049	0,3225
	0,5782	0,5676	0,5644	0,5601	0,5845

---

2.3 Расчёт момента тангажа и диапазона допустимых центровок

Балансировка самолета по моментам тангажа на различных режимах полета осуществляется отклонением органов управления. Сначала определяется момент тангажа, подлежащий балансировке. Коэффициент этого момента обозначается через . Обозначение (0) соответствует нейтральному положению органов управления.

При неотклонённом руле высоты коэффициент момента тангажа самолёта определяется по формуле (64)



Определим производную коэффициента момента тангажа по углу установки стабилизатора с помощью выражения (65)



Коэффициент эффективности руля высоты определяется выражением (66)



Коэффициент находится по формуле (67)





Результаты расчётов занесём в таблицу 13.

Коэффициент аэродинамического момента тангажа (при , , ) определяется формулой (68)



Коэффициент момента тангажа самолёта без горизонтального оперения при приближённо можно учесть формулой (69)



где – коэффициент, который берётся из характеристик профиля крыла;

– приращение от влияния фюзеляжа, определяемое по формуле (70)

---

где – угол атаки при нулевой подъёмной силе крыла;

– угол установки крыла (между центральной хордой крыла и продольной осью самолёта). Принимаем , тогда:





Коэффициент момента тангажа горизонтального оперения (при , ) может быть определён с помощь соотношения (71)



где – начальный угол скоса потомка от фюзеляжа и других несущих частей самолёта.

Принимаем для Т-образного оперения , тогда:



Результаты расчётов занесём в таблицу 13.

Допустимый диапазон центровок ограничен предельной передней и предельной задней центровками и представляет собой промежуток в виде соотношения (72)



Предельная задняя центровка самолета определяется из требования минимального запаса центровки (73)



Построим зависимость по результатам расчетов таблицы 11. Определим предельную заднюю центровку самолета по формуле (74)



где – величина минимального запаса центровки, принимаемая . Тогда:



Задавая ориентировочно:



Получим выражение (75)



Результаты расчётов

---

заносятся в таблицу 11.

Предельную переднюю центровку определим из условия достаточности органов управления для балансировки самолета на режиме посадки ( ) с выпущенными механизацией и шасси.

Выбор производится из условия равенства нулю коэффициента момента тангажа самолета ( = 0) при = 0 по выражению (76)





Предельная передняя центровка определяется из условия балансировки самолета при посадке выражением (77)



Угол атаки и определены ранее при расчете посадочной дистанции. Коэффициент момента тангажа самолёта без горизонтального оперения с учётом отклонения механизации крыла учитывается в формулах 78-80:

---

Величину приближённо можно принять равной:



Угол отклонения руля высоты при посадке , где – предельное конструктивное отклонение руля высоты вверх:



Угол скоса потока с учётом влияния земли и отклонённой механизации определяется выражением (81)





Рисунок 12 – Определение расстояния h











Таблица 13 – Расчёт момента тангажа

М	0,37	0,49	0,60	0,70	0,80
V=Ma	114	151	185	216	246
	-2,367	-2,433	-2,544	-2,721	-3,185
	-1,267	-1,302	-1,361	-1,456	-1,705
mz0бго	-0,018	-0,018	-0,017	-0,017	-0,018

---

Смотрите также файлы

• Объем от 600 слов (не считая сносок!) Дедлайн.docx

• Значение и история фамилии Чугайнов.docx

• Практическая работа к теме Доверие к государству.docx

• Толкование договора.pptx

• Название философского направления.docx