Самолета в установившемся горизонтальном полете

Запишем коэффициент аэродинамического момента тангажа в следующем виде

. (2.32)

Пусть , тогда

. (2.33)

Введем следующие обозначения:

,

где - коэффициент момента тангажа самолета при нулевой подъемной силе, равном нулю и равном нулю;

,

где - относительная величина аэродинамического фо-куса самолета по углу атаки. Тогда

(2.34)

где - коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета, обусловленный изменением только угла атаки от до ,

,

,

.

Отметим, что частная производная является важной величиной, характеризующей продольную статическую устойчивость самолета.

Запишем выражение для в окончательном виде . (2.35)

Сделаем два замечания.

1. Если на самолете используется управляемый стабилизатор (руль высоты отсутствует), то , .

2. Если , то надо добавить коэффициент момента от продольной силы .

Полученные для соотношения справедливы при линейной зависимости аэродинамических сил на крыле и оперении от местного угла атаки. На рис. 6 показана зависимость самолета нормальной схемы при различных положениях руля высоты, постоянного числа Маха и .

Рис. 6. Примерная зависимость

В районе линейность нарушается из-за попадания оперения в зону интенсивного торможения или скоса потока.

На величину момента тангажа существенное влияние оказывает центровка (положение центра масс) самолета и число полета.

При величина , при , а при . Им соответствует разный наклон зависимостей .

Рассмотрим влияние числа полета. Входящие в выражение для аэродинамические характеристики при изменении числа изменяются, причем различным образом в областях , и , где - критическое число Маха. При изменении числа Маха существенно изменяется положение фокуса самолета. С ростом числа полета, начиная с и до фокус смещается назад. При и смещении будет изменяться производная , т.е. наклон кривой будет зависеть от числа полета. Поэтому каждому числу Маха будет соответствовать своя зависимость .

Поскольку для установившегося горизонтального полета , то задаваясь числами , для которых построены пунктирные кривые , получим и, следовательно, зависи­мость (рис. 7). Сплошная линия соответствует установившемуся горизонтальному полету на заданной высоте.

Рис.7. Влияние сжимаемости воздуха на аэродинамический момент тангажа самолета с прямым крылом