Выбор положения горизонтального оперения по высоте

Как известно в полете за крылом образуется зона заторможенного и скошенного потока. А так как у самолета нормальной схемы горизонтальное оперение находится позади крыла, то скоростной напор и углы атаки оперения определяются параметрами этого заторможенного и скошенного потока: коэффициентом торможения и углом скоса потока. Следовательно, от этих параметров зависят действующие на оперение аэродинамические силы и характеристики устойчивости и управляемости.

Коэффициент торможения потока за крылом (потеря напора) и направление потока (угол скоса) в спутной струе зависят от расстояния за крылом и расстояния по высоте от плоскости бортовой хорды крыла. Кроме того, характер этого изменения параметров потока в спутной струе зависит от формы и параметров крыла, а также от режима полета.

При попадании горизонтального оперения в зону сильного торможения и неблагоприятного изменения скоса потока в спутной струе характер изменения аэродинамических сил на горизонтальном оперении при изменении угла атаки крыла может существенно измениться. Например, в результате неблагоприятного скоса потока при увеличении угла атаки крыла вместо обычной, направленной вверх дополнительной подьемной силы, на неудачно расположенном оперении может появиться сила, направленная вниз. В результате вместо обычного момента продольной статической устойчивости по перегрузке, действующей на пикирование при увеличении угла атаки возникнет дополнительный момент на кабрирование, стремящийся еще больше увеличить угол атаки. Другими словами, в этих условиях самолет с таким расположением горизонтального оперения теряет продольную статическую устойчивость по перегрузке.

У самолетов с крыльями малых удлинений и достаточно длинной хвостовой частью фюзеляжа зона максимальных скосов у хвостовой части фюзеляжа, где располагается оперение как правило смещается вверх. Поэтому у таких самолетов горизонтальное оперение размещается на фюзеляже.

Для самолетов с относительно небольшими скоростями и сравнительно длинными хвостовыми частями фюзеляжа можно рекомендовать устанавливать горизонтальное оперение с выносом вверх на величину, равную 0,15 - 0,2 длины корневой хорды крыла.

Особо следует остановиться на самолетах, у которых вследствие их компоновочных особенностей (например при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа) приходится предусматривать верхнее расположение горизонтального оперения на киле (Т-образное оперение). Для этих самолетов при превышении допустимых значений углов атаки возможно попадание в режим "глубокого срыва", в результате которого может произойти сваливание самолета, если на этом режиме эффективность горизонтального оперения окажется недостаточной для создания необходимого продольного момента на пикирование для перевода самолета на меньшие углы атаки.

Сущность явления заключается в том, что при случайном превышении допустимых значений угла атаки и наступлении срыва на крыле, спутная струя, сорванного и сильно заторможенного потока поднимается вверх и охватывает горизонтальное оперение. При этом скос потока на оперении изменяется таким образом, что появляется дополнительный момент на кабрирование, вызывающий дальнейшее увеличение угла атаки. Так как оперение находится в сильно заторможенном потоке, то эффективность руля высоты даже при полном отклонении его вниз может оказаться недостаточной для преодоления возникающего момента на кабрирование.

Характер протекания зависимости продольного момента по углу атаки для самолета с Т-образным оперением показан на следующей схеме. Также показаны различные положения спутной струи сорванной с крыла и мотогондол при различных углах атаки.







Положение А. Угол атаки 15 - 17 градусов - начало срыва у концов стреловидного крыла. Падение подьемной силы концов крыла, расположенных за центром тяжести приводит к появлению продольного моента на кабрирование и потере продольной статической устойчивости по перегрузке. Для затягивания начала срыва на концах крыла на большие углы атаки, а также для смещения зоны первоначального возникновения срывов в центральную часть крыла применяют установку на крыле аэродинамических перегородок и генерирующих вихри пилонов на передней кромке крыла, аэродинамическую и геометрическую крутку крыла. Эти средства обеспечивают сохранение продольной статической устойчивости до значений углов атаки 18 - 20 градусов.

Положение Б. Угол атаки 18 - 22 градуса - распространение срыва по всему крылу приводит к исчезновению момента на кабрирование и восстановлению продольной статической устойчивости.

Положение В. Угол атаки 22 - 35 градусов - неустойчивый режим глубокого срыва. Спутная струя от крыла и пилонов двигателей охватывает расположенное наверху горизонтальное оперение. Неблагоприятный скос приводит к появлению дополнительной подьемной силы оперения, создающей момент на кабрирование и вызывающей потерю продольной статической устойчивости. Для самолета с низкорасположенным оперением устойчивость восстанавливается за счет выхода оперения из спутной скошенного и заторможенного потока.

Положение Г. Угол атаки 40 - 45 градусов - оперение выходит из спутной струи и попадает в невозмущенный поток. Создается момент на пикирование и самолет балансируется на устойчивом режиме глубокого срыва.

У самолетов с низкорасположенным горизонтальным оперением после возникновения срыва на крыле и ухода вверх спутной струи скос потока в зоне горизонтального оперения уменьшается. Это вызывает появление действующей вверх дополнительной подьемной силы, которая создает момент на пикирование, способствующий переводу самолета на меньшие углы атаки. Кроме того, низкорасположенное горизонтальное оперение не находится в сильно заторможенном потоке спутной струи, благодаря чему руль высоты сохраняет свою эффективность, позволяющую перевести самолет на меньшие углы атаки и вывести его из срыва.

Чтобы предупредить возможность попадания самолета с Т-образным оперением в режим "глубокого срыва" в системах продольного управления предусматриваются специальные автоматические устройства.

У самолета, спроектированного по схеме "утка", расположенное впереди горизонтальное оперение находится практически в невозмущенном потоке. Поэтому для такого оперения можно принимать коэффициент торможения потока 1 и угол скоса 0 градусов.

по материалам:
А.А. Бадягин С.М. Егер "Проектирование самолетов"