Цитата Сообщение от Hammer
Т.е по вашему он несуществует либо настолько мал что не слеует учитывать ?
Не надо передергивать. Я наоборот выражаю свое удивление тем что весьма существенный момент, изменяющийся в большом диапазоне не рассматривается.

Но вот цитатка по поводу того же Як-52 При рулении самолет стремится развернуться вправо за счет действия реакции воздушного винта. Это стремление парируется отклонением руля направления влево.
Т.е явно указывается склонность самолета к развороту, и явно указывается причина этого увода.
В использованном Вами источнике на пару страниц раньше приведенной цитаты очень подробно разобран взлет самолета. И нигде в расчетах нет этого момента. Только уже в конце этак вскользь упомянуто. Правда забавно?

Сравните жесткость этих стоек. От тяги винта при даче оборотов на переднюю стойку действует такое же усилие как на обе задние.
Т.е если передняя стойка проседает то задние должны подниматься.
Но их во первых две, а во вторых жесткость их гораздо выше на них в стояночном положении приходится большая часть веса самолета в отличии от передней стойки.
Не думаю что жесткость стоек сильно различается. Кроме того, на носовую стойку тоже иногда приходяться вполне заметные нагрузки. Ударные например.

По этой причине при одном и том же усилии обжатие передней стойки хорошо видно а отжатие боковых практически незаметно.
Отжатие вполне заметно сразу после запуска. Самолет "приподнимается" в потоке.

Кроме того неплохо бы сравнить моменты от тяги винта при обробовании,
для этого нужно тягу винта умножить на плечо (высоту оси винта над поверхностью земли).
Если тяга скажем 500кг а высота оси винта над землей 2 м то момент будет 1000кгс*м.
2 метра - это немного перебор. Но согласно всем рассуждениям самолет еще и на правую стойку должен проседать. А не проседает.


Для этого нужно было просто внимательно читать предидущие посты.
На взлете (когда есть скорость) реакивный момент компенсируется аэродинамической силой от руля направления.
Для чего его обычно делают либо ассиметричного профиля либо имеет небольшой установовчный угол.
В резултате на разбеге создается с одной стороны момент относительно продольной оси стремящийся компенсировать реактивный момент винта,
а также момент относительно вертикальной оси стремящийся компенсировать увод самолета в сторону.
После отрыва компенсируется только реактивный момент(стойки не создают разворачивающий момент).
В полете изменение режима двигателя приводит к изменению реактивного момента и нарушает равновесие, стремление создать крен в ту или иную сторону. Что в свою очередь приводит к скольжению в сторону крена в виду того что центр давления находится выше Ц.Т. (плюс V-крыла помогает) скольжение вызывает момент противодействующий реактивному моменту. Но Ц.Д фюзеляжа и киля находится позади Ц.Т. что вызывает еще и вращение относительно вертикальной оси самолета(рыскание). Собственно вот это и компенсирется дачей педали.

Устойчивость относительно продольной и вертикальной оси у самолета достаточно связаны между собой. Например ручки в сторону вызывает крен но помимо этого еще и некоторое скольжение. Соответсвенно дача педали приводит к некоторому крену в туже сторону.
Поэтому рассматривать их нужно в комплексе.
Все далеко не так одозначно.

Тогда рассмотрите подробнее момент отрыва. Куда исчезает опрокидывающий момент? Педаль как была так и осталась.

Вот насчет рассмотрения всего в комплексе пожалуй самая здравая мысль. Не стоит сводить все к одному единственному моменту реакции винта.

Кстати, а Вам не приходит в голову мысль съездить в аэолклуб и самому все проверить и потрогать?