При визначенні моменту тангажа літака необхідно врахувати як момент створюваний крилом, так і вплив всіх інших частин літака і, в першу чергу, горизонтального оперення (ГО). Ідея застосування ГО належить братам Райт і полягає в тому, що невелика в порівнянні з крилом аеродинамічна поверхня за рахунок великого плеча відносно центру мас літака може бути момент тангажа, сумірний з моментом крила.
Ріс.1.7.11. Виникнення моменту від горизонтального оперення.
Зазвичай ГО складається з нерухомої частини - стабілізатора і рухомої частини - керма висоти (РВ). По взаємному розташуванню крила і ГО розрізняють наступні схеми літаків:
- класична схема - ГО за крилом;
- схема «качка» - ГО перед крилом;
- схема «бесхвостка» - ГО відсутня.
До речі, на перших успішно літали літаки братів Райт була застосована саме схема «качка». Однак надалі по цілому ряду причин більшого поширення набула класична схема, яка і буде розглянута в подальшому.
Для літаків класичної схеми момент тангажа визначається за формулою, отриманої на основі формули для крила (1.7.12):
де:
і - коефіцієнт моменту тангажа при нульовій підйомної силі і відносна координата фокуса літака, розрахованого з урахуванням впливу всіх його частин. Необхідно відзначити, що за рахунок кута установки ГО, який зазвичай негативний, ці величини істотно відрізняються від значень, отриманих для крила. Наприклад, для Як-18Т величина> 0, тоді як для крила вона завжди негативна (див. Ріс.1.7.8);
- кут відхилення РВ, приймається позитивним при відхиленні РВ вниз;
- похідна, що показує на скільки зміниться при відхиленні РВ на одиницю. Ця величина завжди негативна, тобто позитивне відхилення РВ вниз створює негативний пікіруючий момент;
- приріст коефіцієнта моменту тангажа за рахунок роботи двигуна.
Виникнення можна пояснити двома причинами:
- виникненням моменту тангажа, створюваного тягою двигуна за рахунок його децентрації. тобто розташування двигуна вище або нижче центру мас літака, в результати чого з'являється вертикальне плече сили тяги (ріс.1.7.12);
Ріс.1.7.12. Тяга двигуна і створюваний нею пікіруючий момент.
- впливом повітряного струменя за гвинтом на ГО, в результаті якої за рахунок збільшення швидкості обтікання зростає негативна підйомна сила ГО і створюваний нею кабрірующій момент (ріс.1.7.13).
Ріс.1.7.13. Збільшення кабрірующего моменту під впливом повітряного струменя за гвинтом.
Для літака Як-18Т, наприклад, при збільшенні режиму роботи двигуна на літак діє кабрірующій момент, тому що великим виявляється вплив струменя від гвинта.
На величину коефіцієнта моменту тангажа літака впливає цілий ряд експлуатаційних факторів (ЕФ):
1. Кут атаки. збільшення якого в діапазоні льотних кутів атаки веде до збільшення. а, отже, виходячи з формули (1.7.13) до збільшення негативного пікіруючого моменту.
Ріс.1.7.14. Збільшення підйомної сили і пікіруючого моменту при збільшенні кута атаки.
Залежність в діапазоні льотних кутів атаки як і для крила має лінійний характер з негативним кутом нахилу, тобто позитивне прирощення кута атаки створює негативне прирощення коефіцієнта моменту тангажа.
Ріс.1.7.15. Залежність для літака.
2. Центровка літака. збільшення якої призводить до зменшення плеча і створюваного нею моменту.
Ріс.1.7.16. Залежність моменту тангажа від центрування літака.
В результаті, як це видно з формули (1.7.13), кут нахилу залежності буде зменшуватися, а при графік залежності буде паралельний осі абсцис. Така центровка називається нейтральною і при її досягненні зміна кута атаки не викликає зміни моменту тангажа. Як буде показано далі, в цьому випадку літак втрачає свою стійкість і політ на ньому практично неможливий.
Ріс.1.7.17. Зміна залежності при збільшенні центрування літака.
3. Конфігурація літака (положення механізації і шасі). вплив якої залежить від компонування літака. Наприклад, для літака Як-18Т випуск щитка призводить до виникнення додаткового кабрірующего моменту. Це можна пояснити тим, що при випуску щитка збільшується скіс потоку у ГО. В результаті зростає негативний кут атаки стабілізатора, створювана ним негативна підйомна сила і кабрірующій момент.
Ріс.1.7.18. Виникнення додаткового кабрірующего моменту при випуску щитка.
Ріс.1.7.19. Зміна залежності при випуску щитка.
Вплив випуску шасі на момент тангажа незначно і пов'язано, в основному, з невеликим зменшенням центрування (приблизно на 0,5%) через випуск передньої стійки шасі проти польоту.
4. Зміна режиму роботи двигуна. як уже зазначалося, призводить до зміни швидкості обтікання ГО через вплив струменя за гвинтом, зростання і.
5. Відхилення РВ створює керуючий момент тангажа за рахунок зміни кривизни профілю ГО. Позитивне відхилення РВ вниз зменшує негативну підйомну силу ГО. і, відповідно, створюваний нею кабрірующій момент.
Стійкість і керованість літака
www.uvauga.ru/E_library/Aerodynamics/171.htm - Translate this page
Яке для цього потрібно відхилення керма висоти і чи вистачить максимального відхилення керма для балансування літака на заданому куті атаки?