Вихревая система крыла индуцирует в пространстве определенные скорости, не совпадающие по направлению со скоростью набегающего потока; результирующий вектор скорости, представляющий собой сумму векторов индуктивных скоростей и скорости набегающего потока, составляет с последней некоторый угол скоса потока. Процесс сворачивания вихревой пелены заканчивается уже на сравнительно небольшом расстоянии за крылом. Поэтому с достаточным для практики приближением при расчете скоса потока у оперения действительную картину вихрей можно заменить более простой, хотя и условной схемой, состоящей из присоединенного вихря, циркуляция которого изменяется вдоль размаха крыла, и двух свободных вихрей с циркуляцией, равной наибольшей циркуляции присоединенного вихря (обычно в плоскости симметрии крыла). Расстояние между свободными вихрями можно определить на основании теоремы Н. Е. Жуковского о подъемной силе. В то же время, на достаточно большом расстоянии за крылом (теоретически — на бесконечно большом расстоянии), где скоростями, индуцированными присоединенным вихрем, можно пренебречь, поле индуцированных скоростей будет таким же, как поле скоростей П-образного вихря на большом расстоянии от присоединенного вихря. Выражение, полученное теоретическим путем, определяет скос потока в плоскости симметрии горизонтального оперения.
Кроме крыльев, скос потока вызывают также в общем случае и другие части самолета, расположенные впереди оперения, в частности, фюзеляж и воздушный винт (в случае винтовых двигателей). Следовательно, коэффициент подъемной силы горизонтального оперения должен соответствовать не углу атаки крыльев, а углу, меньшему на величину скоса потока; кроме того, надо учесть, что горизонтальное оперение может иметь некоторый угол установки ср, или деградацию, относительно крыла. Помимо того, что оперение работает в скошенном потоке, оно работает в заторможенном потоке. Вследствие того, что части самолета (крыло, фюзеляж, гондолы двигателей и т. д.) имеют лобовое сопротивление, часть кинетической энергии потока, набегающего на самолет, превращается в тепловую энергию из-за работы сил трения, так что скорость потока, набегающего на горизонтальное оперение, оказывается меньше скорости полета: имеет место торможение скорости в области оперения. Рассмотрим последовательно оба эти явления — скос и торможение потока у оперения. Скос потока.
|
Если горизонтальное оперение расположено впереди центра тяжести, т. е. самолет спроектирован по схеме «утка», то согласно принятому нами правилу знаков в выражении следует брать знак так как в этом случае при положительной подъемной силе оперения момент оперения будет вращать самолет по часовой стрелке. Если горизонтальное оперение расположено позади центра тяжести самолета, то в выражении следует брать знак «—», так как в этом случае момент оперения будет вращать самолет против часовой стрелки. Из приведенных данных видно, что, во-первых, для самолета обычной схемы влияние подъемной силы горизонтального оперения на подъемную силу самолета невелико, так что пренебрежение подъемной силой горизонтального оперения при аэродинамическом расчете самолетов обычной схемы (см. часть первую книги) вполне оправдано.
Для увеличения подъемной силы бесхвостого самолета летчик должен увеличить угол атаки крыльев; для этого надо отклонить закрылки кверху. Но отклонение закрылков кверху при том же угле атаки уменьшает подъемную силу, так что вначале, пока самолет еще не успел изменить, угол атаки, его подъемная сила не увеличится, а уменьшится и в первое мгновенье времени после отклонения закрылков самолет будет проваливаться, вместо того чтобы набирать высоту. Очевидно, что для устранения этого неприятного явления желательна уменьшить величину силы, возникающей при управлении самолетом оставив величину момента неизменной. Идея устройства на самолете оперения и предусматривает возможность так управлять самолетом сравнительно малой силой, приложенной на большом плече, чтобы при изменении баланса моментов баланс сил практически не нарушался.
|
