ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 15.10.2024
Просмотров: 173
Скачиваний: 0
Г л а в а V
ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ
§5.1. ТРЕБОВАНИЯ, СХЕМЫ РАСПОЛОЖЕНИЯ
ИГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
95.Управление, т. е. выдерживание с заданной точностью параметров движения летательного аппарата, в большинстве случаев достигается поворотом аппарата относительно осей х, у
иг, в результате чего изменяются до нужных величин проекции внешних сил на указанные оси и моменты от них (фиг. 5.1). Эти
силы могут изменяться также и за счет поворота только отдель ных частей летательного аппарата, например, крыла или двига теля. Устройства, обеспечивающие изменение составляющих сил PXi Р у и Рг и моментов от них с целью управления, будем на зывать органами управления летательным аппаратом.
96. Помимо общих требований, к органам управления предъ являются следующие специальные требования;
—обеспечение эффективности органов управления, соответст вующей данному классу летательного аппарата;
—обеспечение управления на всех режимах полета (скоро
стях, высотах, углах атаки, крена и скольжения) :
112
— величины и характер изменения усилий на командных ры чагах, а также величины их перемещений на всех режимах поле та должны соответствовать нормам, согласующимся с удобством действий летчиков при эксплуатации летательных аппаратов;
—минимальные, соответствующие техническим условиям, люфты и трение в подвижных соединениях; отсутствие заеданий
йзаклинивания при деформациях планера;
—отсутствие вредных колебаний органов управления (флат
тер, бафтинг и др.).
s V /J y Руль направления
Форкиль. Г 7 |
/ 1 |
Руль высоты |
Стабилизатор Подгрюзелтный киль
Фиг. 5.2
Ряд из приведенных требований относится одновременно и к системе управления летательным аппаратом, которая нераз рывно связана по своим характеристикам с органами управле ния.
97.Управляющие моменты М упр равны произведению силы Р0уПр, создаваемой собственно органом управления, на ее плечо
сдо центра тяжести летательного аппарата (см. фиг. 5.1). По способу создания силы Р0упр органы управления подразделяют ся на аэродинамические и реактивные.
Каэродинамическим органам управления относятся горизон тальное оперение, вертикальное оперение, а также крыло с эле ронами, элевонами, интерцепторами и т. д.
98.Хвостовым оперением называют аэродинамические органы управления, расположенные на хвостовой части фюзеляжа. Нор мальным или однокилевым называется хвостовое оперение, ко торое состоит из монопланного горизонтального и вертикального оперения, расположенного над фюзеляжем в плоскости симмет рии летательного аппарата (фиг. 5.2).
Как горизонтальное, так и вертикальное оперения могут иметь неподвижную часть (соответственно стабилизатор или киль) и подвижную (руль высоты или руль направления).
На сверхзвуковых летательных аппаратах горизонтальное оперение, как правило, выполняется в виде управляемого ста билизатора (без рулей), так как на сверхзвуковой скорости эф-
s . Изд. № 5337 |
113 |
фективность рулей оказывается недостаточной. В некоторых слу чаях применяют управляемый киль. Управляемый стабилизатор может использоваться также и для поперечного управления ле тательным аппаратом. В этом случае его консоли отклоняются дифференциально.
Для увеличения эффективности вертикального оперения ино гда устанавливают так называемые форкили или подфюзеляж ные кили (см. фиг. 5.2), включающие в работу подкилевую часть фюзеляжа. Из-за стремления увеличить плечо горизонтального оперения Lr.0 и вынести его из спутной струи крыла в некоторых случаях горизонтальное оперение помещают высоко на стрело видном киле. Однако это приводит к усложнению конструкции и утяжелению ее вследствие того, что нагрузки от горизонтально го оперения передаются не непосредственно на фюзеляж, а через участок киля, который необходимо усиливать.
Нормальное хвостовое оперение отличается сравнительной простотой конструкции. Однако оно сильно затеняет обзор и об стрел назад в плоскости симметрии летательного аппарата, за трудняет катапультирование летчика и может оказаться неудоб ным при подвеске летательного аппарата под самолет-носитель.
99. Отмеченные недостатки однокилевой схемы уменьшатся при применении хвостового оперения с разнесенным вертикаль ным оперением или У-образного оперения (фиг. 5.3).
Помимо выгод |
компоновочного |
характера, |
горизонталь |
ное оперение с |
разнесенным |
вертикальным |
оперением |
имеет несколько большую эффективность и меньшее индуктив ное сопротивление, что особенно существенно для дозвуковых летательных аппаратов.
У-образное оперение состоит из двух симметрично располо женных стабилизирующих поверхностей и рулей (фиг. 5.3,а). При одинаковых отклонениях рулей только вверх или вниз они действуют как руль высоты (фиг. 5.3,6). При отклонении рулей в разные стороны (подобно элеронам) они действуют как руль направления (фиг. 5.3,в). При этом, как видно из фиг. 5.3,в, возникает большой момент M=2P-h, нагружающий фюзеляж кручением, что является существенным недостатком этого типа оперения. Запас углов отклонения рулей получается меньшим,
114
особенно на вираже, когда необходимо одновременное отклоне ние и руля высоты, и руля направления. Кинематика и конструк ция управления оказываются более сложными, чем при нормаль ном оперении.
К достоинствам 1/-образного оперения, помимо отмеченных выше, надо отнести прежде всего уменьшение веса и лобового сопротивления. Это является результатом того, что при одина ковой эффективности площадь К-образного оперения меньше суммы площадей обычных горизонтального и вертикального опе рений.
100.На современных вертолетах, как правило, устанавлива ют управляемые стабилизаторы, которые улучшают балансиров ку на различных режимах полета. Они обычно делаются мало го удлинения, что обеспечивает получение больших критических углов атаки, необходимых для балансировки вертолетов в неко торых случаях полета (например, при переходе на режим мотор ного планирования и авторотации). Обычно управление стабили затором связывают с управлением общим шагом несущего винта.
101.Горизонтальное оперение может также располагаться
впереди крыла и центра тяжести летательного аппарата (фиг. 5.4). В этом случае стабилизатор находится практически в невоз мущенном потоке и обладает большей эффективностью, чем при хвостовом расположении. Кроме того, для обеспечения баланси ровки аппарата оно создает подъемную силу, совпадающую по направлению с подъемной силой крыла, что позволяет получить более высокое аэродинамическое качество. К недостаткам такой схемы летательного аппарата (типа «утка») надо отнести зате нение горизонтальным оперением крыла, а также затруднения в обеспечении путевой устойчивости и управляемости аппарата, по скольку эта схема обычно применяется в случаях, когда из ус ловий компоновки требуется длинная носовая часть фюзеляжа, а хвостовая оказывается короткой. При этом плечо вертикального оперения мало, а путевой дестабилизирующий момент значи телен.
Как выход из положения может применяться разнесенное вертикальное оперение, установленное в задней части крыла.
8* |
115 |
Такое вертикальное оперение более эффективно, чем централь ное хвостовое, которое оказывается мало эффективным также и в силу затенения его фюзеляжем при полете на значительных углах атаки.
102. В случаях, когда требования компоновки летательного аппарата допускают отсутствие фюзеляжа или позволяют де лать его сравнительно небольшим, может оказаться выгодной схема «летающее крыло» или «бесхвостка» (фиг. 5.5). На таком аппарате горизонтальное оперение отсутствует, а продольное управление осуществляется с помощью элевонов — элеронов, ко торые, помимо отклонения в противоположных направлениях, имеют дополнительное совместное отклонение вверх и вниз. Ос новные достоинства «летающего крыла» заключаются в возмож ности получить в ряде случаев меньшее лобовое сопротивление и более легкую конструкцию.
Фиг. 5.5
Основные недостатки схемы определяются малостью плеч органов продольного управления до центра тяжести аппарата, что ухудшает продольное управление и балансировку. Для об легчения продольной балансировки при посадке может приме няться вертикальное оперение с раскрывающимися рулями на правления (см. фиг. 5.5) [1].
103. Основными параметрами оперения являются площади *5*Г.О) Sn.Q и плечи Лг.о, Z.B.0 горизонтального и вертикального оперений (расстояния от центра тяжести аппарата до центра давления или шарниров подвески рулей). Потребные значения •SV.o, ^ в.0 5 LT.o и Lb.о выявляются в результате расчета устойчи вости и управляемости летательного аппарата и корректируют ся с помощью продувок и летных экспериментов. Для определе ния в первом приближении этих величин пользуются статисти
116
кой относительных площадей и коэффициентов статического мо мента оперения:
|
|
Sr.O |
и |
5 |
Г.о |
и = |
|
|
If |
■^г.о— |
5 |
ь А |
|
|
|
S B.o |
II |
■АВ.О== 5 в.о |
£ в о |
|
|
|
S |
|
т |
|
~~г |
где S, I и ЬА — площадь, размах и средняя аэродинамическая |
||||||
хорда крыла. |
|
в рассмотрение надо |
||||
При этом следует иметь в виду, что |
||||||
включать величины |
А.о и Лв.0^ |
близких по назначению и ком |
||||
поновке аппаратов последних образцов. |
|
|
|
|
||
Поскольку продольное демпфирование летательного аппара- |
||||||
|
5 П |
4 2 |
|
|
|
|
та зависит от величины -^--1 0 |
) ,а путевое демпфирование от |
|||||
5 /L \ 2 |
\ bА / |
|
|
|
|
|
величины |
> то в ряде случаев необходимо сравнивать |
|||||
и их. Статистика самолетов с ТРД дает значительный разброс
этих величин: Лг.0 |
=0,3 |
-=-0,8 |
(верхний предел относится к тя |
||||
желым самолетам |
с большой |
нагрузкой т > |
= |
—— |
=0, 15-г- |
||
|
|
|
|
|
S ) |
S |
|
-5- 0,35; Ав.о = 0 ,0 5 ^ 0 ,1 |
и — |
= 0,1 ^-0,25. |
|
|
|
||
|
|
5 |
|
|
|
|
|
104. К другим геометрическим характеристикам оперения от- |
|||||||
носятся: стреловидность хоп, удлинение |
Хеп= |
Р |
|
сужение |
|||
■°—? |
|||||||
„ __ ^оп корн |
|
|
|
— |
|
п |
|
ч—7 " ----, относительная толщина профиля с. |
Обычно оперение |
||||||
” оп конц
выполняется трапециевидной формы в плане со сравнительно не большим удлинением Хг.0 = 2,5 -5- 4,5; Хв.0 = 0,8 -5- 2 и сужением порядка т)=» 1,5-5-3. Уменьшение удлинения выгодно как с точки зрения уменьшения поперечной устойчивости самолета, так и для снижения крутящего момента фюзеляжа и улучшения флаттерных характеристик летательного аппарата. Профили для опе рения применяются симметричные с относительной толщиной
с=0,03 0,08.
105.Элероны (рули высоты или поворота) являются органами поперечного (соответственно продольного или путевого) управ
ления летательным аппаратом.
Потребные размеры элерона обычно оцениваются коэффици
ентом статического момента |
|
S 3L |
|
S li‘2 |
|
где L3 — плечо элерона (фиг. 5.6). Статистика дает k3= |
0,035-5- |
-5- 0,070. Для современных самолетов S3jS = 0,045 -г- 0,1; |
Ьш/Ь = |
117
= 0,2-:- 0,25. Элероны чаще всего располагаются на концах кры ла. Длина элерона /э (фиг. 5.6) составляет 25—30°/о от полу
размаха крыла. Максимальные углы отклонения лежат в преде |
||
лах 15—25°. |
|
|
106. |
S |
=0,2ч- 0,3; |
Относительная площадь рулей берется |
||
——1= |
*^г.о |
от хорды |
0,2 н- 0,4; хорда рулей составляет 35 ч- 45°/о |
||
S b.O
оперения. Общий диапазон углов отклонения руля высоты на са
|
молетах колеблется в |
преде |
||||||
I |
лах 50—55° при максимальном |
|||||||
угле отклонения вверх 30—35°. |
||||||||
|
Большие |
углы |
отклонения |
|||||
|
вверх определяются |
условия |
||||||
|
ми |
балансировки на |
взлетно- |
|||||
|
посадочных режимах. |
Макси |
||||||
|
мальный угол отклонения ру |
|||||||
|
ля .направления в каждую сто |
|||||||
|
рону |
порядка |
30°. |
С целью |
||||
|
уменьшения |
шарнирных |
мо |
|||||
|
ментов |
и |
|
связанных |
с |
ними |
||
|
усилий |
на |
|
командных рыча |
||||
|
гах |
применяют аэродинамиче |
||||||
|
скую компенсацию, мерой эф |
|||||||
|
фективности |
которой |
является |
|||||
|
величина |
S0J S f |
(фиг. |
5.7), |
||||
|
обычно не |
|
превышающая 0,3 |
|||||
(относительная площадь внутренней компенсации |
может |
быть |
||||||
и больше). |
|
|
|
|
|
|
|
|
На сверхзвуковых летательных аппаратах при оценке харак |
||||||||
теристик управляемости |
ориентируются |
по |
статистической |
ве |
||||
личине относительной площади поворотной части стабилизатора
■ ^пов.стаб
г.о Для поперечного управления могут применяться интерцепто
ры, которые располагаются на верхней поверхности крыла и представляют собой поворотный или выдвижной щиток (пла стину) .
107. Реактивные органы управления располагаются или непо средственно на реактивных двигателях (газоструйные рули, по воротные двигатели или сопла и т. д.), или на максимальных удалениях от центра тяжести аппарата (сопла управления) (фиг. 5.8).
Если газоструйные рули расположены по двум взаимно перпен дикулярным диаметрам среза сопла, как показано на фиг. 5.9, то они могут обеспечить продольное и путевое управление, а так же поворот летательного аппарата относительно продольной оси.
118