Нет понятия угол атаки стабилизатора (эдит: в этой формуле).
0.038 - это поправочный коэфициент к углу установки стабилизатора.
И, кстати, вы потеряли знак минус возле чисел 0.12 и 0.18
Если бы от угла атаки не зависело бы соотношение моментов, то самолет был бы нестабилен в продольной оси.
Да - это я все относительно ООШ считаю, а тут что-то относительно ЦТ "подумал".
Не туда зарулил, согласен.
Но - пересчитал относительно ООШ и пришел к неожиданному результату.
Оказывается, с ростом тангажа "при прочих равных" кабр. момент относительно ООШ падает.
Допустим, тангаж 0 гр, стаб. (по отношению к потоку) - 0 гр, РВ - 0 гр.
Тогда подъемная сила крыла
У=Су*q*S
Тогда момент относительно ЦТ - M(z)=0.46*q*S*L
где L - плечо "ЦД крыла-ЦТ", а 0.46 - Су при угле атаки 3 гр.
Но этот же М(z)= 0.12*q*S*4.6
где 0.12-коэфф. тангажа при угле атаки 3 гр, а 4.6-САХ.
Тогда 0.46*q*S*L=0.552*q*S
Отсюда L=0.552/0.46=1.2 м.
Тогда плечо "ЦД-ООШ"=1.33-1.2=0.13 м.
Тогда, если в ав. взлете представить тангаж 0 гр (при стаб-ре 8.68, а РВ 10), аэрод. момент относительно ООШ -
M(z)=M(z)крыла+M(z)стаб-ра+M(z)РВ=q*S(Су*0.13+B(A)*0.038*8.68*0.9+B(A)*0.022*10*0.9)
M(z)=q*S*(0.76*0.13+4.6*0.038*8.68*0.9+4.6*0.022*10*0.9)=q*S*(0.099+1.365+0.911)=
q*S*2.375
где 0.76 - Су при угле атаки 3 гр с учетом влияния земли.
В(А) - САХ (4.6 м).
Угол атаки стаб-ра будем считать относительно направления того же потока, что набегает на крыло.
Даже, если это и не совсем так - разницы никакой нет, так как нас интересуют не абсолютные цифры, о относительные (относительно тангажа 2 гр).
При тангаже 2 гр Су=0.97, а угол стаб-ра - 6.68.
Тогда M(z)=
q*S*2.087.
--------
Как видим - момент с увеличением тангажа уменьшается.
ибо образовательный уровень разный. Правильно ли я понял то что вы сказали? В смысле тему угадал?
