Влияние момента силовой установки на продольную балансировку. Углом атаки стабилизатора называется угол между хордой стабилизатора и направлением набегающего на него потока

Углом атаки стабилизатора называется угол между хордой стабилизатора и направлением набегающего на него потока. Хорда стабилизатора не параллельна хорде крыла и составляет с ней угол установки стабилизатора jст. Угол между хордой стабилизатора и направлением воздушной скорости самолета будет равен сумме угла атаки крыла к и угла установки стабилизатора и равен. Этот угол называется углом атаки стабилизатора.

ВЛИЯНИЕ МОМЕНТА ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ НА ПРОДОЛЬНУЮ БАЛАНСИРОВКУ

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты, которые представляют собой в целом небольшое крыло, обычно симметричного профиля (Рис. 16).

Рассмотрим горизонтальное оперение самолета Як-52. Под действием встречного потока воздуха оперение развивает подъемную силу Y_г.o., которая, действуя на плечо L_г.o., создает момент относительно поперечной оси, равный

М_го ⁼ -Y_гo. L_го.,

где знак минус показывает, что момент пикирующий.

Величина этого момента зависит главным образом от величины подъемной силы оперения, так как плечо L_г.o. можно считать постоянной величиной. Величина подъемной силы Y_г.o. зависит от угла атаки горизонтального оперения (за который принимают угол атаки стабилизатора) и от профиля, который меняется при повороте руля высоты. Следовательно, момент горизонтального оперения зависит от угла атаки стабилизатора и угла отклонения руля высоты.

Но это еще не полный угол. Под действием крыла воздушный поток отклоняется от своего на правления вниз на некоторый угол , называемый углом скоса потока. Следовательно, угол атаки стабилизатора, т. е. горизонтального оперения, получается путем вычитания угла скоса воздушного потока из угла .

(9.10)

Рис. 16 Момент горизонтального оперения

Рис. 17 Изменение момента горизонтального оперения в зависимости от угла атаки и угла отклонения руля высоты

Учитывая значение полученного угла , рассмотрим, как изменяется подъемная сила горизонтального оперения и ее момент относительно оси Z в зависимости от угла атаки стабилизатора и угла отклонения руля высоты

Когда угол атаки стабилизатора равен нулю, то при нейтральном положении руля высоты (Рис. 17) подъемная сила оперения будет равна нулю и никакого момента не получится.

Если летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 17, а) на некоторый угол (дельта), то это будет равносильно увеличению угла атаки стабилизатора и вызовет появление подъемной силы, направленной вверх, и момент ее будет пикирующим. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 17, а-2), то это вызовет появление подъемной силы, направленной вниз, и момент ее будет кабрирующим.

Когда угол атаки стабилизатора положительный, то при нейтральном положении руля высоты (Рис. 17, б) подъемная сила будет направлена вверх и момент ее будет пикирующим. Если летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 17, 6-1), то это вызовет увеличение подъемной силы и ее пикирующего момента. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 17, 6-2), то это вызовет уменьшение подъемной силы и может изменить ее направление и направление ее момента на обратное.

Рассмотрим отрицательный угол атаки стабилизатора. Когда руль высоты находится в нейтральном положении (Рис. 17, в), подъемная сила будет направлена вниз и момент ее будет кабрирующий. Если летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 17, в-2), то это вызовет уменьшение подъемной силы и может изменить направление ее момента на обратное. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 17, в-2), то это вызовет увеличение отрицательной подъемной силы и ее кабрирующего момента.

Угол установки стабилизатора самолета Як-52 равен = 1⁰30', самолета Як-55 = 0⁰.

Работающая силовая установка винтового самолета с поршневым и турбореактивным двигателями создает продольный момент силы тяги и, кроме того, продольный момент от изменения подъемной силы горизонтального оперения в результате действия на него струи воздушного потока. Поэтому, если в полете самолет находится в продольном равновесии, то при включении двигателя оно будет нарушено вследствие исчезновения указанных моментов. Если же самолет был в равновесии на планировании, то при включении двигателя оно будет также нарушено вследствие появления вышеуказанных моментов.

Если тяга силовой установки проходит вне центра тяжести самолета, т. е. когда имеется децентрация тяги, то будет создаваться продольный момент (Рис. 18, а). Это характерно для самолета Як-52. Направление силы тяги у него проходит выше центра тяжести. Такая децентрация называется верхней. Следовательно, исходя из вышесказанного, можно сделать вывод, что момент будет пикирующим - отрицательным.

Рис. 18 Влияние силовой установки самолета Як 52 на продольное равновесие

Действие воздушной струи от винта на оперение более сложно. Пусть самолет Як-52 планирует и на его горизонтальное оперение набегает воздушный поток (Рис. 18, б) со скоростью V, под углом атаки a. В результате этого оперение развивает подъемную силу Y_г.o.. При включении двигателя к скорости V добавляется скорость струи воздушного винта V₁, причем поток набегает на оперение под меньшим углом атаки a (так как воздушная струя винта увеличивает скос потока у хвостового оперения) Вследствие увеличения скорости подъемная сила оперения должна возрасти, а вследствие уменьшения угла атаки должна уменьшиться В итоге величина подъемной силы заметно не изменится, т е. действие струи воздуха от воздушного винта заметно не нарушит равновесие самолета.

Выше рассматривался случай, когда подъемная сила оперения направлена вверх и, следовательно, создает пикирующий момент. Но современные самолеты, как правило, имеют переднюю центровку, а при передней центровке центр тяжести самолета находится впереди центра давления и фокуса самолета.

Поэтому крыло создает пикирующий момент, следовательно, горизонтальное оперение должно создавать кабрирующий момент, т. е. подъемная сила горизонтального оперения и его угол атаки должны быть отрицательными (Рис. 18, в) Допустим, что в этом случае самолет планирует со скоростью V. При включении двигателя воздушная струя от винта увеличит скорость потока воздуха у горизонтального оперения и скорость станет равной V₁. Вследствие увеличения скоса потока угол атаки увеличится

В результате увеличения скорости и угла атаки подъемная сила Y_г.o. возрастает до значения Y_г.o. и кабрирующий момент горизонтального оперения увеличится.

У самолетов Як-52 и Як-55 действие струи от воздушного винта на горизонтальное оперение создает кабрирующий момент.

Далее рассмотрим действие продольных моментов на балансировку самолета.

Так, например, самолет Як-52 имеет верхнюю децентрацию тяги силовой установки, что приводит к созданию пикирующего момента, который по своему значению больше кабрирующего момента, возникающего от действия струи воздушного винта на горизонтальное оперение. Поэтому при включении двигателя самолет будет стремиться уменьшить угол атаки. Для противодействия этому необходимо создать рулем высоты добавочный кабрирующий момент, т. е. взять ручку управления на себя и так держать ее во время всего полета на данном режиме работы двигателя.

При выключении двигателя пикирующий момент от тяги воздушного винта и кабрирующий момент руля высоты исчезают, но добавочный кабрирующий момент руля высоты остается, и под действием его самолет увеличит угол атаки (если летчик своевременно не отклонит ручку управления от себя). При внезапном исчезновении силы тяги (отказ двигателя), особенно на подъеме, такая ошибка летчика может привести к резкому уменьшению скорости и сваливанию в штопор.

Дата добавления: 2015-05-08