Результирующий момент тангажа самолета в прямолинейном установившемся полете

Результирующий момент тангажа самолета складывается из аэродинамического, определенного в (10.30), и момента от тяги, учитывающего работу двигателей самолета MRz — Мг + МРг.

Момент тангажа от тягн. Рассмотрим лишь простые расчетные соотношения, позволяющие приближенно оценить влияние работающего двигателя на mRz са­молета.

В общем случае ось двигателя не проходит через ЦМ самолета, поэтому возни­кает момент тангажа от тяги Я относительно оси OZ (рис. 10.10).

Кроме того, при наличии косой обдувки о. рФ 0 у самолетов с ВРД на входе в воздухозаборник двигателя теряется часть количества движения секундной рас­ходуемой массы воздуха в направлении, перпендикулярном к оси двигателя, в ре­зультате чего появляется нормальная составляющая тяги, приложенная на входе в воздухозаборник. Ее величина равна потерянному количеству движения в еди­ницу времени:

ру — m*Vy = m*V sin ар ss m*aPV,

где m* — секундная масса воздуха (в кгс’1); ар = а + = % — f суа/с^а + q>Pl

<рр — угол между осью двигателя и продольной осью самолета.

Заменяя т* из выражения Я = т* {Va — V), получим

Рар

Ру “ VJV — 1 *

где Va — скорость истечения газов из сопла двигателя.

Нормальная сила Ру возникает и на работающем винте у самолетов с винтовыми двигателями. Ее величину можно определить по приближенной формуле [9, 8]’

Ру = 0,05D*c„o (a) q, (10.46)

где D — диаметр виита.

Суммарный момент таигажа, создаваемый двигательными установками,

MPz = ^i(Pyp-PyXp), (10.47)

где і — число двигателей; ур —■ плечо тягн Я, ур > 0, если лнння действия тягн проходит выше ЦМ самолета; хр — плечо силы Ру, хр > 0, если воздухозабор­ник двигателя (воздушный вннт) расположен впереди ЦМ самолета.

Подставив в (10.47) вместо Ру ее значение и поделив на SqbA, получим коэффи­циент момента тангажа

тРг = mpzl — L~xFPcya ■ (10-48)

Рис. 10.10. Определение момента танга­жа, создаваемого двигательной установ­кой самолета с ВРД

Здесь ср = P/Sq — безразмерный коэффициент тяги; ур = уР/Ьл; хр = хр/ЬА

Ахур — безразмерная величина смещения фокуса, выраженная в долях САХ крыла.

Для самолетов с винтовыми двигателями

D2

Ахрр = —0,05і’хя—g— ; (10.51)

Смещение фокуса при работе двигателей связано с тем, что момент МРг за­висит от угла атаки, и значит, при изменении угла атаки условие dmRz/dа ~~ 0 для фокуса самолета должно выполняться с учетом Мрг (а) или Мрг (с1/п (а)).

Суммируя (10.41) и (10.48), получим коэффициент момента тан­гажа самолета с горизонтальным оперением в установившемся прямолинейном полете при работающем двигателе, когда ут = 0

тнг = тго + т&Суа (а) + m*CT<pycT + т* в6в + тРг, (10.53)

где т$г — частная производная коэффициента момента тангажа

по коэффициенту суа (а) при фиксированной тяге двигателей

*

С •

т^г — х т — XfC; (10.54)

Хрс = Хра + Дх№ (10.55)

Если уТ Ф 0, то

mRz = тго + т%суа (а) + т*стфуст + п£*6В + тРЛ — (сха — аеуа) Ут-

(10.56)

Здесь, как и в (10.41), суа (а) =с“0(се—а0).

При управляемом стабилизаторе в (10.53) и (10.56) надо принять

63 = 0 И фуст ~ фот-

Для самолета схемы «утка» надо учесть все замечания, приведен­ные ранее.

Для самолетов схемы «бесхвостка»

— тг б. г. о 4" ^гвВ6эв ~г /пРг.