ВВЕДЕНИЕ В данном разделе представлен метод получения приращения коэффициента момента тангажа при нулевом угле атаки@ за счет раскрытия плоских закрылков@ на аэродинамической поверхности или на крыле. Для аэродинамических профилей метод прогнозирует положение центра подъемной силы@h2@ вследствие простого раскрытия закрылков@ на основе теории тонкого аэродинамического профиля согласно Выводу 29 и модифицирован для получения корреляции с экспериментальными данными Выводов с 4 по 11@ 22 и 23. Это в сочетании с приращением коэффициента подъемной силы крыла, рассчитанным по элементу № 94028 (вывод 2), для оценки приращения коэффициента момента тангажа. Для крыльев с полноразмахными закрылками@ коэффициенты@, зависящие от геометрии формы в плане@, применяются к приращению коэффициента момента тангажа на секции, которая является репрезентативной для крыла@, чтобы обеспечить трехмерные эффекты. Выводы 30 и 31 были использованы в качестве основы для этих коэффициентов с некоторой корректировкой простых теоретических предположений. Метод позиции № 97011 (вывод 3) используется (вместо позиции № 94028) для прогнозирования приращения подъемной силы секции для получения приращения момента тангажа секции. Для крыльев с задними закрылками с неполным размахом@ вводятся дополнительные коэффициенты, которые зависят от коэффициента конусности@ удлинения@ стреловидности и протяженности закрылка по размаху. В разделе 3 описан метод прогнозирования, а в разделе 4 обсуждаются эффекты числа Маха и числа Рейнольдса. Точность и применимость метода рассматриваются в разделе 5. Выводы и ссылки приведены в разделе 6. Раздел 7 иллюстрирует рабочие примеры для аэродинамического профиля и крыла.
ESDU 98017-1998 История
1998ESDU 98017-1998 КОЭФФИЦИЕНТ МОМЕНТА АППАРАТА И КРЫЛА ПРИ НУЛЕВОМ УГЛЕ АТАКИ ЗА СЧЕТ РАБОТЫ ПЛАСТИКИХ ЗАКРЫЛКОВ НА НАЛЫХ СКОРОСТЬХ