Для получения крена самолета, например, на правое крыло, руль направления нужно отклонить направо, тогда левое скольжение приведет к крену самолета на правое крыло. Здесь необходимо сделать замечание по поводу применения этого способа пилотирования самолета при скоростях полета, которым соответствуют числа, превышающие критическое. При выводе выражений для поперечного момента, действующего на крыло при скольжении, мы не принимали во внимание влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические силы, действующие на крыло.
|
Момент, возникающий при отклонении руля направления, получается вследствие искривления профиля вертикального оперения; расчет момента при отклонении руля направления аналогичен расчету момента при отклонении руля высоты. Поэтому, не останавливаясь на несложных выкладках, приведем сразу окончательное выражение для коэффициента момента от отклонения руля направления. При отклонении руля направления на вертикальном оперении возникает дополнительная сила, которая, будучи приложена на плече, даст некоторый момент относительно оси. Сила, действующая на вертикальное оперение при отклонении руля направления на угол, больше силы, действующей на вертикальное оперение при скольжении на угол; следовательно, коэффициент поперечного момента при отклонении руля направления можно получить путем умножения коэффициента.
Кроме того, при отклонении элеронов получается также момент относительно оси так как коэффициенты крыла с опущенным и с поднятым элероном неодинаковы; обычно у крыла с опущенным элероном больше, чем у крыла с поднятым элероном, так что момент при положительном отклонении элеронов (правый элерон опущен вниз) получается отрицательным (стремится повернуть нос самолета вправо). Для уменьшения момента применяют дифференциальное отклонение элеронов, выбирая кинематику системы управления таким образом, чтобы угол отклонения элерона вниз был меньше угла отклонения элерона вверх при данном положении ручки управления. Поэтому ограничимся выводом приближенного выражения только для момента Ма э. В действительности, вследствие индукции вихрей, сбегающих с крыла, производная непостоянна вдоль размаха крыла; поэтому в эту формулу надо внести поправку, которую можно получить на основании теории индуктивного сопротивления.
|
Плечо вертикального оперения относительно центра тяжести самолета, вообще говоря, при изменении угла скольжения или угла отклонения руля направления изменяется; однако по тем же соображениям, по которым было принято постоянным плечо горизонтального оперения, плечо вертикального оперения можно принять постоянным и равным расстоянию от центра тяжести самолета до оси вращения руля направления в сечении оперения, в котором хорда вертикального оперения равна его средней геометрической хорде. Влияние сжимаемости воздуха на коэффициенты тх и т,у.
Гондолы двигателей, установленные на крыле самолета с несколькими двигателями, влияют на момент М№ крыла главным образом вследствие интерференции с крылом, так же как и фюзеляж. Явление интерференции крыла и гондол гораздо сложнее, чем интерференция крыла и фюзеляжа, особенно при больших числах М. Это явление изучено пока еще не настолько полно, чтобы можно было хотя бы в первом приближении рекомендовать для его учета формулы, в которых были бы отражены основные конструктивно-аэродинамические параметры крыла и гондол двигателей. В данном случае также единственным надежным способом является эксперимент. Относительно оси Оу гондолы дают сравнительно небольшой момент, так как они расположены (в особенности, на стреловидных крыльях) вблизи центра тяжести самолета, а длина их значительно меньше длины фюзеляжа.
|
|