И от распределения подъёмной силы по размаху крыла
Основной вклад в создание демпфирующего момента вносят концы консолей. Зависимость погонного демпфирующего момента участка крыла от расстояния до продольной оси самолета – квадратичная. Потому что линейно к концу консоли нарастает плечо силы, и линейно же нарастает компонента линейной тангенциальной скорости, векторная сумма которой со скоростью самолета и определяет местный угол атаки, а значит и Сy и подъемную силу. В результате, крыло с сужением 2 должно было бы иметь вчетверо меньший демпфирующий момент по крену в сравнении с прямоугольным крылом. В действительности, процессы несколько сложнее, т.к. выше не учтено изменение распределения погонной подъемной силы по размаху крыла. Это явление уменьшает эффект от сужения. В теории крыла доказано, что при переходе от прямоугольного крыла к крылу с сужением демпфирующий момент пропорционален величине (n+3)/(2(n+1)), где n – сужение крыла. Т.е. демпфирующий момент прямоугольного крыла вдвое больше равного ему по площади и размаху треугольного крыла. А это значит, что при одинаковых элеронах и угле их отклонения крыло с сужением будет вращаться по крену с большей угловой скоростью.
(Пост 831)
Сообщение от =ws=RUS66
Ответить с цитированием