торі. На літаку Як - 52 тріммер встановлений тільки на кермі висоти. Його кути відхилення становлять вгору і вниз 12 °.
На літаку Як - 55 тріммер не встановлений, з огляду на те, що симетричний профіль крила і стабілізатора, а також застосування роговий і осьової аеродинамічних компенсацій дозволяє значно зменшити навантаження на ручці управління і елеронах при виконанні пілотажу як прямого, так і зворотного, а також горизонтального польоту в діапазоні робочих швидкостей.
Залежність ефективності триммера літака Як - 52 (тобто зміна зусиль на ручці управління при відхиленні його на 1 °) від швидкості польоту показана на (Мал. 15).
Управління триммером механічне (тросове). Колесо управління триммером встановлено на лівому борту передньої і задньої кабін. У відхиленому положенні триммер фіксується за допомогою механізму перестановки тріммера в системі управління, який встановлений у фюзеляжі літака.
Вплив моменту горизонтального оперення на поздовжню балансування
Горизонтальне оперення складається з стабілізатора і керма висоти, які являють собою в цілому невелике крило, зазвичай симетричного профілю (Мал. 16).
Розглянемо горизонтальне оперення літака Як - 52. Під дією зустрічного потоку повітря оперення розвиває підйомну силу Yг. o., яка, діючи на плече Lг. o., створює момент щодо поперечної осі, рівний
М го = - Y гo . L го .,
де знак мінус показує, що момент пікіруючий.
Величина цього моменту залежить головним чином від величини підйомної сили оперення, так як плече Lг. o. можна вважати постійною величиною. Величина підйомної сили Yг. o. залежить від кута атаки горизонтального оперення (за який приймають кут атаки стабілізатора) і від профілю, який змінюється при повороті керма висоти. Отже, момент горизонтального оперення залежить від кута атаки стабілізатора і кута відхилення керма висоти.
Кутом атаки стабілізатора називається кут між хордою стабілізатора і напрямом набігає на нього потоку. Хорда стабілізатора не паралельна хорді крила і складає з нею кут установки стабілізатора j ст . Кут між хордою стабілізатора і напрямом повітряної швидкості літака буде дорівнює сумі кута атаки крила до і кута установки стабілізатора і дорівнює. Цей кут називається кутом атаки стабілізатора.
Але це ще не повний кут. Під дією крила повітряний потік відхиляється від свого на правління вниз на деякий кут, званий кутом скосу потоку. Отже, кут атаки стабілізатора, тобто горизонтального оперення, виходить шляхом вирахування кута скосу повітряного потоку з кутка.
(9.10)
Рис. 16 Момент горизонтального оперення
Рис. 17 Зміна моменту горизонтального оперення в залежності від кута атаки і кута відхилення керма висоти
Враховуючи значення отриманого кута, розглянемо, як змінюється підйомна сила горизонтального оперення і її момент відносно осі Z залежно від кута атаки стабілізатора і кута відхилення керма висоти
Коли кут атаки стабілізатора дорівнює нулю, то при нейтральному положенні керма висоти (Мал. 17) підйомна сила оперення дорівнюватиме нулю і ніякого моменту не вийде.
Якщо льотчик відхилить кермо висоти вниз (Мал. 17, а) на деякий ку...
