1.7.4. Момент тангажа самолета, влияние на него эксплуатационных факторов.

При определении момента тангажа самолета необходимо учесть как момент создаваемый крылом, так и влияние всех других частей самолета и, в первую очередь, горизонтального оперения (ГО). Идея применения ГО принадлежит братьям Райт и заключается в том, что небольшая по сравнению с крылом аэродинамическая поверхность за счет большого плеча относительно центра масс самолета создает момент тангажа, соизмеримый с моментом крыла.

Рис.1.7.11. Возникновение момента от горизонтального оперения.

Обычно ГО состоит из неподвижной части – стабилизатора и подвижной части – руля высоты (РВ). По взаимному расположению крыла и ГО различают следующие схемы самолетов:

• классическая схема – ГО за крылом;

• схема «утка» - ГО перед крылом;

• схема «бесхвостка» - ГО отсутствует.

Кстати, на первых успешно летавших самолетах братьев Райт была применена именно схема «утка». Однако в последствии по целому ряду причин большее распространение получила классическая схема, которая и будет рассмотрена в дальнейшем.

Для самолетов классической схемы момент тангажа определяется по формуле, полученной на основе формулы для крыла (1.7.12):

(1.7.13)

где: и – коэффициент момента тангажа при нулевой подъемной силе и относительная координата фокуса самолета, рассчитанного с учетом влияния всех его частей. Необходимо отметить, что за счет угла установки ГО, который обычно отрицателен, эти величины существенно отличаются от значений, полученных для крыла. Например, для Як-18Т величина > 0, тогда как для крыла она всегда отрицательна (см. рис.1.7.8);

– угол отклонения РВ, принимается положительным при отклонении РВ вниз;

– производная, показывающая на сколько изменится при отклонении РВ на единицу. Эта величина всегда отрицательная, т.е. положительное отклонение РВ вниз создает отрицательный пикирующий момент;

– приращение коэффициента момента тангажа за счет работы двигателя.

Возникновение можно объяснить двумя причинами:

1. возникновением момента тангажа, создаваемого тягой двигателя за счет его децентрации, т.е. расположения двигателя выше или ниже центра масс самолета, в результаты чего появляется вертикальное плечо силы тяги (рис.1.7.12);

Рис.1.7.12. Тяга двигателя и создаваемый ею пикирующий момент.

2. воздействием воздушной струи за винтом на ГО, в результате которой за счет увеличения скорости обтекания возрастает отрицательная подъемная сила ГО и создаваемый ею кабрирующий момент (рис.1.7.13).

Рис.1.7.13. Увеличение кабрирующего момента под воздействием воздушной струи за винтом.

Для самолета Як-18Т, например, при увеличении режима работы двигателя на самолет действует кабрирующий момент, т.к. большим оказывается влияние струи от винта.

На величину коэффициента момента тангажа самолета влияет целый ряд эксплуатационных факторов (ЭФ):

1. Угол атаки, увеличение которого в диапазоне летных углов атаки ведет к увеличению , а, следовательно, исходя из формулы (1.7.13) к увеличению отрицательного пикирующего момента.

Рис.1.7.14. Увеличение подъемной силы и пикирующего момента при увеличении угла атаки.

Зависимость в диапазоне летных углов атаки как и для крыла имеет линейный характер с отрицательным углом наклона, т.е. положительное приращение угла атаки создает отрицательное приращение коэффициента момента тангажа.

Рис.1.7.15. Зависимость для самолета.

2. Центровка самолета, увеличение которой приводит к уменьшению плеча и создаваемого ею момента .

Рис.1.7.16. Зависимость момента тангажа от центровки самолета.

В результате, как это видно из формулы (1.7.13), угол наклона зависимости будет уменьшаться, а при график зависимости будет параллелен оси абсцисс. Такая центровка называется нейтральной и при ее достижении изменение угла атаки не вызывает изменения момента тангажа. Как будет показано далее, в этом случае самолет теряет свою устойчивость и полет на нем практически невозможен.

Рис.1.7.17. Изменение зависимости при увеличении центровки самолета.

3. Конфигурация самолета (положение механизации и шасси), влияние которой зависит от компоновки самолета. Например, для самолета Як-18Т выпуск щитка приводит к возникновению дополнительного кабрирующего момента. Это можно объяснить тем, что при выпуске щитка увеличивается скос потока у ГО. В результате возрастает отрицательный угол атаки стабилизатора, создаваемая им отрицательная подъемная сила и кабрирующий момент .

Рис.1.7.18. Возникновение дополнительного кабрирующего момента при выпуске щитка.

Рис.1.7.19. Изменение зависимости при выпуске щитка .

Влияние выпуска шасси на момент тангажа незначительно и связано, в основном, с небольшим уменьшением центровки (приблизительно на 0,5%) из-за выпуска передней стойки шасси против полета.

4. Изменение режима работы двигателя, как уже отмечалось, приводит к изменению скорости обтекания ГО из-за влияния струи за винтом, росту и .

5. Отклонение РВ создает управляющий момент тангажа за счет изменения кривизны профиля ГО. Положительное отклонение РВ вниз уменьшает отрицательную подъемную силу ГО , и, соответственно, создаваемый ею кабрирующий момент .

Устойчивость и управляемость самолета

www.uvauga.ru/E_library/Aerodynamics/171.htm - Translate this page

Какое для этого требуется отклонение руля высоты и хватит ли максимального отклонения руля для балансировки самолета на заданном угле атаки?