sixe сказал(а):
сказал(а):
ГО находится низко к земле и ниже плоскости хорд крыла при положении самолета в линии полета. Оно сильно чувствует отраженный от земли скос потока за крылом. Это означает, что для балансировки продольного момента в посадочном положении вблизи земли требуется значительно большее отклонение ЦПГО на кабрирование, чем вдали от земли. При задрании носа ГО подходит еще ближе к земле и этот эффект усиливается.
Бред полный и вот почему:
1) ГО в посадочной конфигурации находится на расстоянии почти 2 м от плоскости хорд основного крыла и вихри и скосы потока за крылом по опредилению но могут попасть на ГО. Для сравнения - на Беркуте в посадочной конфигурации ПГО превышает крыло на 700 мм, при этом о вихрях с ПГО на крыле там и речи быть не может.
2) Экранный эффект от земли действует до 0,5 хорды, хорда ГО составляет примерно 0,4м, посему говорить об экране просто глупо.
сказал(а):
Выходом из этого положения может быть одновременное отклонение ручки от себя и полная уборка газа, но это всегда закончится грубым шмяком, а если впереди имеется препятствие, то попаданием в него.
Если возикло такое положение, то припятствием может быть только корова либо другой самолет, поскольку пролет над препятствием перед ВПП происходит на высоте 30 - 50 м и об указанном эффекте речи быть не может.
В заключении хотел бы присоединиться к другим участникам форума и порекомендовать Вам слетать пару раз на этом самолёте, тогда хоть будет предмет обсуждения, а пока это просто трёп...
Придется провести ликбез по аэродинамике.
1. Крыло возмущает поток в очень большой области пространства. Эту область можно представить как трубу, описанную вокруг размаха крыла. Вюду в этой области позади крыла существенно поле индуктивных скоростей, максимум которых приходится на середину размаха на линии четвертей хорд, а позади этой линии вся рассматриваемая "труба" отклонена вниз на угол именуемый углом индуктивного скоса, этот угол линейно зависит от Су и обратно пропорционален эффективному удлинению крыла.
По этой причине все горизонтальное оперение находится в области воздействия поля индуктивных скоростей крыла и местный угол атаки на нем отличается от угла атаки, который бы имел место в остутствие крыла на величину этого угла скоса.
Влияние угла индуктивного скоса на ГО зависит от расстояния между линиями четвертей хорд ГО и крыла по горизонтали и вертикали в долях полуразмаха крыла. Влияние хорды крыла в данном случае тоже имеет место, но оно второго порядка малости.
Кроме индуктивного скоса за крылом имеет место также торможение потока и сход вихревой пелены с задней кромки. Этот вихревой след проходит как раз в области наибольшего торможения потока и также отклолнен вниз от направления полета. В норме этот след не должен попадать на ГО по крайней мере в диапазоне летных углов атаки, иначе это будет бафтинг.
На самолете СТ и ему подобных этот след проходит выше плоскости ГО, а на самолетах с более высоким расположением ГО - ниже его.
Следует учитывать, что на поле индуктивного скоса сильно влияет отклонение закрылков.
Вшлияние индуктивного скоса на характиерстки устойчивости и управляемости самолета проявляется 1. в снижении производной Су по альфа ГО и соотвественно в сдвиге фокуса самолета вперед и 2. в уменьшении потребного балансировочного отклонения ГО по сравнению с исходным его значением без учета влияния крыла.
Важно, что эти два эффекта имеют линейную и нелинейную составляющие в функции угла атки и в зависимости от взаимного расположения ГО и крыла могут изменять кривую продольного момента как благоприятным, так и неблагоприятным образом.
Область индуктивного скоса, создаваемого крылом достаточно четко визуализируется, когда самолет, например, подлетает к поверхности воды, начиная как раз с высоты ПОЛОВИНЫ РАЗМАХА.
Здесь мы естественным образом приходим к пониманию ПЕРВОГО из эффектов экрана (ИХ СУЩЕСТВУЕТ ДВА).
Этот эффект заключается в том, что на высотах менее половины размаха уменьшается индуктивное сопротивление, что можно также трактовать как уменьшение коэффициента отвала поляры или увеличение эффективного удлинения. Размерным параметром, определяющим этот эффект является ПОЛОВИНА РАЗМАХА.
Понятно, что раз уменьшается индуктивное сопротивление, то возрастает аэродинамическое качество, причем более всего на скоростях менее наивыгоднейшей (без учета экрана), где доля индуктивного сопротивления более 50%, а также возрастает производная Су альфа крыла.
Физически этот эффект обусловлен тем, что скошенный поток ОТРАЖАЕТСЯ от экранной поверхности и под самолетом бежит локальный максимум давления, за счет которого собственно и прирастает подъемная сила при том же угле атаки а также понижается индуктивное сопротивление.
Это отражение индуктивного скоса распостраняется позади линии четвертей хорд крыла на большое расстояние, значительно дальше того места, где находится горизонтальное оперение.
По этой причине местный угол атаки в области расположения ГО всегда на ту или иную величину отличается у земли и вдали от земли при одинаковом Су крыла. Эта разница действует на пикирование при приближении к земле.
Графики для расчета поправки на индуктивный скос в области размещения ГО имеются во многих источниках, в том числе и в отечественных РДК, а в материалах НАСА можно найти и достаточно подробные результаты экспериментальных исследований поля индуктивных скоростей за крылом.
Если приложить эти данные к геометрии самолета СТ, мы увидим именно те неприятности. о которых я написал выше.
2. Когда крыло приближается к экранной поверхности на высоту менее ХОРДЫ и тем более, ее половины (считая от задней кромки), то проявляется ВТОРОЙ ЭФФЕКТ ЭКРАНА, который не следует путать с вышеописанным ПЕРВЫМ. Он имеет вредные и нередко опасные последствия для устойчивости и управляемости самолета при полете вблизи земли, но к счастью для большинства высокопланов (в том числе СТ) он не имеет значения.
