Часть 1.Характеристики продольной устойчивости и управляемости

Данные, необходимые для расчета, берутся из альбома исходных данных (в кабинете дипломного проектирования) и должны быть представлены в виде таблицы 1.

Таблица 1

№ п/п	Параметр	Обозначе ние	Вели чина	Ед. измере­ния
1.	Посадочная скорость ЛА	Vпос		м/с
2.	Масса самолета при посадке	mпос		кг
3.	Коэффициент подъемной силы при посадке	Cy пос		-
4.	Изменение коэффициента момента тангажа за счет механизации на посадке	Δmz мех		-
5.	Коэффициент момента тангажа при нулевом угле атаки самолета с ГО	mz0		-
6.	Производная коэффициента момента тангажа по углу отклонения стабилизатора (руля высоты)	mzφ		-
7.	Относительная координата фокуса крыла и фюзеляжа на посадке			-
8.	Отклонение переставного стабилизатора при посадке (для неманевренного самолета)	φст	-0.05… -0.07	рад
9.	Скорость самолета в момент отрыва носового колеса (н.к.)	Vотр нк		м/с
10.	Масса в момент отрыва н.к.	mотр нк		кг
11.	Коэффициент подъемной силы в момент отрыва н.к.	Cy н.к.		-
12.	Средняя аэродинамическая хорда (САХ)	ba		м
13.	Относительное расстояние от центра масс самолета до земли при разбеге, отнесенное к САХ (по вертикали)			-
14.	Относительное расстояние от начала САХ до основных колес, отнесенное к САХ (по горизонтали)			-
15.	Относительное расстояние от начала САХ до среза сопла, отнесенное к САХ (по горизонтали)			-
16.	Относительное расстояние от центра масс самолета до среза сопла, отнесенное к САХ (по вертикали)			-
17.	Коэффициент трения качения	fтр	0.02(для бетона)	-
18.	Угол установки двигателя (двигателей)	φдв		рад
19.	Стартовая тяговооруженность			-
20.	Угол атаки при отрыве н.к.	α		рад
21.	Относительная координата фокуса крыла и фюзеляжа при взлете			-
22.	Изменение коэффициента момента тангажа за счет механизации на взлете	Δmz мех		-
23.	Коэффициент эффективности ЦПГО (или РВ)			-
24.	Угол отклонения ЦПГО (или РВ) на маневре	φ		рад
25.	Максимальный коэффициент подъемной силы в полете			-
26.	Максимальный скоростной напор			Н/м2
27.

Аэродинамические характеристики , , , , , , = f(M), а также тяга силовой установки самолета P=f(M) берутся из альбома исходных данных. Некоторые исходные данные также можно найти с помощью методического пособия [4].