Всего на сайте:
236 тыс. 713 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Горизонтальное оперение.  Просмотрен 463

Стабилизатор, среди всех остальных частей самолёта, даёт наибольший стабилизирующий момент. Как показано на рисунке, при увеличении угла атаки самолёта (из-за восходящего потока воздуха или отклонения руля высоты), прирост подъёмной силы стабилизатора возникнет в его аэродинамическом фокусе. Это даст пикирующий (стабилизирующий) момент относительно центра тяжести самолёта. Моменты от крыла и стабилизатора будут действовать в противоположные стороны. При этом величина момента крыла определяется расположением центра тяжести (плечо х), а величина момента стабилизатора зависит не только от центра тяжести (плеча у), но и эффективности стабилизатора. На эффективность стабилизатора влияет:

- скос потока от крыла;

- скоростной напор в районе стабилизатора;

- угол установки стабилизатора (при неподвижном стабилизаторе).

Рассмотрим влияние угла установки стабилизатора (разница в углах установки крыла и стабилизатора называется деградацией оперения longitudinal dihedral).

Для продольной устойчивости угол установки стабилизатора делают меньше, чем угол установки крыла.

Как показано на рисунке, это позволяет, при воздействии одного и того же порыва, создавать на стабилизаторе больший прирост подъёмной силы (в процентах), чем на крыле. Таким образом, обеспечивают, чтобы положительный вклад стабилизатора в продольную устойчивость превышал сумму дестабилизирующих моментов от других частей самолёта.

 

Скос потока за крылом. Следует принять во внимание, что поток, обтекающий стабилизатор, имеет другое направление и другой скоростной напор, по сравнению с невозмущённым потоком. Из-за спутного следа за крылом, пограничного слоя, обтекающего фюзеляж, и влияния силовой установки, скоростной напор на стабилизаторе может существенно отличаться от скоростного напора невозмущённого потока.

В большинстве случаев скоростной напор на стабилизаторе меньше, чем на крыле и это уменьшает эффективность стабилизатора.

Когда самолёт меняет угол атаки крыла, угол атаки стабилизатора может меняться на меньшую величину.

Увеличение подъёмной силы приводит к увеличению скоса потока за крылом. Например, угол атаки крыла вырос на 10°, что привело к увеличению скоса потока на 4°, угол атаки стабилизатора, в этом случае, увеличится только на 6°. Это уменьшает вклад стабилизатора в устойчивость самолёта.

Любые факторы, влияющие на скос потока в районе стабилизатора (выпуск закрылков, силовая обдувка пропеллера), прямым образом влияют на устойчивость самолёта. Увеличение скоса потока уменьшает продольную устойчивость.

 

Устойчивость самолёта без учёта тяги двигателей.

 

Когда рассматривают аэродинамическую устойчивость определённой компоновки самолёта, то рассматривают влияние всех частей самолёта без учета влияния тяги двигателей.

 

 

На рисунке представлена типичная композиция влияния составных частей самолёта на продольную устойчивость. Данная композиция составлена при положении центра тяжести 30% САХ. Фокус крыла впереди центра тяжести, поэтому крыло вносит дестабилизирующий вклад. Это видно по положительному углу наклона зависимости mz = f(Cy). Комбинация крыло + фюзеляж усиливают неустойчивость. Вклад стабилизатора – сильный стабилизирующий, что видно по большому отрицательному углу наклона графика. Вклад стабилизатора должен обеспечивать устойчивость всего самолёта во всём диапазоне расчетных центровок.

 

Предыдущая статья:Влияние различных частей самолёта на продольную устойчивость. Следующая статья:Влияние центровки самолёта.
page speed (0.052 sec, direct)