могою наступних функціональних залежностей:
(9)
З формули 9 знаходимо при М=0.3 і M=0.95:
(0.3)=0.95,
(0.95)=0.3.
Ізольований корпус (фюзеляж).
При обтіканні фюзеляжу, встановленого під деяким позитивним кутом атаки, виникає нормальна до осі фюзеляжу сила Y. Розподіл тисків по носовій частині фюзеляжу створює позитивну силу, по кормовій частині - негативну, а нормальна сила на циліндричній частині у відповідності з теорією тонких тіл дорівнює нулю. Похідну аеродинамічного коефіцієнта цієї сили по куту атаки позначають.
Результати випробувань в аеродинамічній трубі серії моделей тіл обертання, що представляють собою поєднання конічної носовій частині з циліндричною, показали, що значення можуть бути представлені наступною функціональною залежністю:
(10)
У дозвуковом потоці незалежно від форми головної частини похідна дорівнює:
(11)
З формули 11 знаходжу при M=0.3 і M=0.95:
(0.3)=0.036;
(0.95)=0.044.
Ізольоване оперення.
Обтікання оперення, розташованого в хвостовій частині літального апарату, має в порівнянні з обтіканням крил деякі особливості, зумовлені тим, що оперення перебувати в зоні потоку, загальмованого крилами і корпусом.
Середній коефіцієнт гальмування потоку у оперення:
Kоп=qоп/q (12)
де qоп- швидкісний напір потоку в області оперення; q- швидкісний напір набігаючого потоку.
Для літальних апаратів нормальної (літакової) схеми цей коефіцієнт залежить від розташування оперення щодо корпусу і крил і змінюється в таких межах: Kоп=0.85 ... 1.00. Якщо оперення перебувати поза аеродинамічного сліду крила, то Kоп=1.
Су а.оп=Kоп (Kaa) оп (1 -) (13)
Для розрахунку характеристик тонкого плоского оперення, що має трикутну форму в плані, при дозвукових передніх крайках оперення, можна скористатися формулою:
(14)
де E (k) - еліптичний інтеграл другого роду з параметром:
(15)
де (16)
Значення E (k) еліптичних інтегралів:
00.20.40.60.81E (k) 1.001.051.141.281.421.57
З формули 14 знаходимо значення при М=0.3 і M=0.95:
(0.3,0.95)=0.1.
Розрахунок.
Підставивши у вираз 4 значення аеродинамічних коефіцієнтів, отримуємо загальне значення:
(0.3)=0.22;
(0.95)=0.34.
Тепер знаходимо значення підйомної сили за формулою:
(17)
.4 Момент тангажа
При вивченні моментів сил, що діють на ЛА, зокрема моментів тангажа, будемо користуватися зв'язаною системою координат 0x1y1z1. Момент тангажа або поздовжній момент викликається аеродинамічними і реактивними силами. Розглядаючи момент аеродинамічних сил, зручно ввести поняття безрозмірного коефіцієнта
Величина аеродинамічного моменту при даній швидкості і висоті польоту залежить від ряду факторів і насамперед від кута атаки і кутів відхилення органів управління. Крім того, на величину моменту впливає кутова швидкість обертання ЛА, а також швидкості зміни кута атаки і відхилення рулів, що характеризуються похідними і. Таким чином,
(18)
При малих значеннях аргументів вираз (18) можна представити у вигляді лінійної функції
(19)
де і т.д.- Приватні похідні моменту тангажа за відповідними параметрами.
Безрозмірний коефіцієнт моменту є функцією тільки безрозмірних параметрів. Так як величини, і мають розмірність I/с, то замість них вводять безрозмірну кутову швидкість і безрозмірні похідні,. Загальний вираз коефіцієнта поздовжнього моменту при малих значеннях параметрів, і і т.д. має вигляд
(20)
Для спрощення запису величин, що входять у вирази (18) і (19), індекс I будемо надалі опускати. Крім того, будемо опускати рисочки в позначеннях приватних похідних
Момент тангажа при
Розглянемо величину аеродинамічного поздовжнього моменту, що діє на ЛА, за умови, що кутова швидкість, а кут атаки і кути відхилення органів управління залишаються незмінними за часом.
Введемо поняття центра тиску ЛА. Центр тиску - це точка на поздовжній осі 0x1, через яку проходить рівнодіюча - аеродинамічних сил.
Момент аеродинамічних сил відносно центра тиску можна виразити у вигляді, а коефіцієнт моменту
(21)
тут - координата центра ваги ЛА, - координата центра тиску (звіт проводиться від носа корпусу).
За аналогією з поняттям центру тиску всього ЛА введемо також поняття центрів тиску його частин як точок прикладання нормальних сил, створюваних цими частинами.
З умови рівноваги маємо
(22)
Звідси знаходимо вираз д...
