Всхеме «утка» (рис. 6.11) интенсивность вихрей, сбегающих
соперения, зависит не только от угла атаки а, но и от угла от клонения рулей высоты бв. При полете со скольжением вихри, распространяющиеся под углом к плоскости Х\Оу\, создают не симметричное поле скоса потока в области крыльев. В результате этого возникает индуцированный момент крена, величина кото рого может быть очень значительна. Из рис. 6.11 очевидно, что
при а>0, бв> 0 и ß> 0 момент должен получиться отрицатель ным. Такой же знак обычно имеет и собственный момент крыль ев, обусловленный их стреловидностью и концевым эффектом. Таким образом, в данном случае, в отличие от летательного ап парата обычной схемы, момент крена от интерференции крыль ев и оперения складывается с собственным моментом крена крыльев *.
§2. ПОПЕРЕЧНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
Вдинамике полета аппаратов самолетной схемы важную роль играет понятие поперечной статической устойчивости, аналогич ное по своему смыслу понятиям продольной статической устой чивости и статической устойчивости пути.
Рассмотрим установившийся полет летательного аппарата в вертикальной плоскости с постоянным углом атаки ао. Пусть аппарат внезапно накренился вправо на угол у (рис. 6.12); та кой крен может возникнуть в результате случайного отклонения элеронов, одностороннего порыва ветра и т. д.
Здесь необходимо подчеркнуть, что возмущающие моменты обычно действуют в плоскости, перпендикулярной оси корпуса,
поэтому аппарат будет поворачиваться относительно этой оси (т. е. связанной оси Охі). Сама ось Ох\ в начале вращения сохра нит неизменную ориентировку относительно вектора скорости по лета V.
Нетрудно убедиться в том, что поворот аппарата вокруг оси Ох1 приводит к изменению углов атаки и скольжения: так, если в исходном режиме полета а = а0 и ß = 0, то при угле крена у = 90° получим а = 0 и ß= ao. Можно вывести следующие соотношения между углами а, ß и у:
sin ß = sin ct0 sin у; tg a = tg a0cos y.
Поскольку значения ао невелики, то
ß ^ а 0 sin у; а ^ а0 cos у.
Таким образом, при внезапном крене летательного аппарата появляется угол скольжения. Скольжение же аппарата приводит
* Ввиду того, что схема «утка» с плоским расположением крыльев при меняется редко, методика расчета момента от интерференции крыльев и опе рения здесь не приводится.