- Он есть у Арепьева "Вопросы проектирования лёгких самолётов" (2001) на стр. 92.
А в Raymer D. Simplified aircraft design for homebuilders (2003) есть такая схема:
Спасибо!
Вроде бы для себя разобрался, может быть кто-нибудь поправит? Речь идет о самолетах типа самодельных и СЛА.
Затенение хвостового оперения и ГО происходит при попадании турбулентного потока, оторвавшегося от крыла.
Этот турбулентный поток идет по направлению скоса потока от крыла и определяется направлением невозмущённого потока, повернутого на пару градусов вниз, при положительной подъёмной силе и вверх, при отрицательной. Ограничен этот поток примерно прямыми параллельными данному направлению и касательными к крылу или касательными к задней кромке и к точке отрыва потока на верхней дужке, т.е. в районе максимальной толщины профиля.
Поэтому, если рассматривать расположение ГО ниже прямой, проходящей через переднюю точку САХ и повернутой вниз на 5 - 10 градусов ( -10* (минимальный угол атаки крыла при отрицательной перегрузке) + 2*-5* (от скоса потока)), то при всех эксплуатационных углах атаки крыла возмущенный поток будет проходить выше ГО и затенения нет - "Лучшая зона расположения ГО на всех режимах"
Если рассматривать эксплуатационный диапазон углов атаки, при которых нет срыва (от -10* до 15*), то турбулентного слоя либо нет (ведь нет срыва), либо он быстро затухает и у ГО он уже нормализовался. Т.е. зона, ограниченная прямыми, проходящими через заднюю кромку крыла с углами от -5* до ~15* - затенения вероятно не будет - "Возможная расположение ГО"
При больших углах атаки - когда происходит срыв на крыле - турбулентная зона простирается далеко -
И происходит "затенение ГО", т.е. оно теряет эффективность. Т.е. при расположение ГО выше прямой, проходящей через заднюю кромку и направленную вверх под углом 15-20 градусов - возможно затенение ГО при очень больших углах атаки.
Вроде бы кажется, что это не страшно, на этих углах всё равно не летают, но есть два момента 1. Выход из штопора? и 2. попадание в восходящие потоки.
Например. При полете в районе максимального угла атаки, вблизи сваливания и на минимальной скорости происходит попадание в восходящий поток. При этом происходит резкое увеличение угла атаки и затенение ГО. Например: при полете на скорости 65 км/ч на угле атаки 14* самолет попадает в восходящий поток 2 м/с. при этом угол атаки увеличивается на 6* и становится 20*. При этом происходит срыв на крыле и возможное попадание ГО в турбулентный поток.
Таким образом, получается нижняя граница зоны "Избегать - затенение".
Но, если ограничить скорость восходящего потока, то изменение угла атаки а1 будет ограничено. Поэтому, при расположении ГО выше прямой, проходящей через переднюю кромка крыла под углом = максимальный угол атаки + а1 - турбулентный поток будет всегда ниже ГО и затенения не будет - зона "Допустимо только для самолетов нормальной категории".
Вопрос только - как ограничить скорость восходящего потока. Например 7,6 м/с (АП 23.425), то для минимальной скорости в 65 км/ч изменение угла атаки а1 = 23*, т.е. ГО должно располагаться выше прямой, проходящей через носок крыла под углом ~35* (15* (максимальный угол атаки крыла) + 23* (а1)).
Хотя по правилам, скорость восходящего потока надо ограничить 15 м/с (АП 23.333) что даст наклон этой прямой ~55*.