Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущей поверхностей.

 

Коэффициент торможения в области первой несущей поверхности определяется по графикам. Торможение в этой области вызвано наличием носовой части фюзеляжа. При дозвуковых числах Маха торможение определяется трением, при сверхзвуковых числах Маха определяющим является торможение потока за скачком уплотнения.

Коэффициенты торможения потока в области второй несущей поверхности , где

определяется по графикам.

, где – при сверхзвуковых скоростях часть площади НП _II, на которую оказывает влияние впереди стоящая НП _I. Для дозвуковых скоростей =1.

 

М=0,6		0,99		0,98
М=1,6		0,93	0,084	0,94

 

 

В конечном итоге, подставляя все значения в формулу (7.1), получаем значения

	Фюзеляж	Крыло	ГО	Самолет
М=0,6	0,0072	0,0731	0,0128	0,083
М=1,6	0,0055	0,0254	0,0082	0,0401

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.

(8.1)

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

– коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем;

– коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какого – либо элемента конструкции самолета;

– коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно.

– соответственно расстояния от фокуса консольных частей крыла, го, изолированного фюзеляжа, j – й подвески или мотогондолы до оси Z, проходящей через переднюю кромку САХ крыла с подфюзеляжной частью.

 

Положения фокуса консольных частей крыла и го определяются по графикам.Положение фокуса крыла сложной формы в плане определяется по соотношению:

,

где: где – производная для 1 – го крыла, – производная для 2 – го крыла, - площадь 1 – го крыла, - площадь 2 – го крыла, , .

Положение фокуса фюзеляжа определяется по соотношению:

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

Координата фокуса кормовой части = 12,94.

Координата фокуса носовой части определяется по формуле:

=3,7, (3.4)

где =4,5, =2,6 – длина и объем носовой части фюзеляжа;

учитывает смещение фокуса под влиянием числа Маха и определяется по графику.

М=0,6	0,3	0,1	0,27	0,75	2,49	0,27
М=1,6	-	-	-	-	3,71	0,42

М=0,6	0,28
М=1,6	0,41

М=0,6	-0,675	-5,337	4,138
М=1,6	-1,55	-4,644	5,063

 

Подставляя все значения в формулу (8.1), получаем

	Фюзеляж	Крыло	ГО	Самолет
М=0,6	0,012	-0,0117	-0,198	-0,0371
М=1,6	0,0102	-0,0107	-0,0154	-0,0202

М=0,6	0,21
М=1,6	0,56

Положение фокуса самолета при малых углах атаки определяется из соотношения