Определение положения аэродинамического фокуса самолета

 

Фокусом самолета называется точка на продольной оси самолета, относительно которой коэффициент продольного момента m_z не зависит от угла атаки. Другими словами, фокус является точкой приложения приращения аэродинамической силы при изменении угла атаки. Измеряется положение фокуса относительно САХ.

Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости самолета.

При малых значениях угла атаки (коэффициента с_у) коэффициент m_z линейно зависит от угла атаки α и с_у

 

 (2.4)

 

где  – степень продольной статической устойчивости,

 

 (2.5)

 

 – координаты центра тяжести самолета и фокуса относительно носка САХ в долях b_А;  - нулевой момент самолета.

 = 2,5;  = – 0,02

Для обеспечения продольной устойчивости необходимо, чтобы фокус самолета находился позади центра тяжести, т.е. <0.

Значение  приближенно определяется соотношением

 

 (2.6)

 

где  – координата фокуса крыла;

 

 (2.7)

 

Здесь  – фокус профиля со средней толщиной крыла;

 

 (2.8)

 

 – изменение координаты фокуса от влияния сжимаемости воздуха в диапазоне чисел Маха М_* < М < 1,2

;

 – сдвиг фокуса вследствие влияния фюзеляжа

 

 (2.9)

 

Здесь k_F = – 1,6 – коэффициент, находится в зависимости от удлинения фюзеляжа λ_Ф и отношения х_Ф/l_Ф (х_Ф – координата центра тяжести самолета относительно носка фюзеляжа определяется из расчета, что положение центра тяжести относительно САХ известно; S_Ф – площадь проекции фюзеляжа в плане можно приближенно определить по формуле  = 473,2; – производная с_у по α для соответствующего режима полета, 1/град;

 – сдвиг фокуса в долях b_A для самолета классической схемы с хвостом ГО находится по формуле

 

 (2.10)

 

Здесь L_ГО – плечо ГО, отсчитываемое от фокуса без ГО, определяемого координатой (х_{F кр} + х_{F Ф}), до четверти средней хорды ГО;  – производная с_У ГО по углу атаки; ε^α – производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 – 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле

 

 (2.11)

 

Здесь χ_η – коэффициент, учитывающий сужение крыла η_В, определяется из выражения ; χ_х, χ_у – коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин ;  по формулам

;

Здесь у_ГО – вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; α – угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета α = α_кр. = – 3,9