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