Файл: Конструкция летательных аппаратов учебник..pdf

►

— ;<4 --------

i* . NT

Фиг. 5.7

Фиг. 5.9

119

Руль в струе газа ведет себя подобно воздушному рулю самоле­ та в потоке воздуха. Угол поворота газоструйного руля 8 г.р обычно меняется в довольно широких пределах. Так, напри­ мер, в ракетах ог. р = +15 -s- 25°.

§5.2. НАГРУЗКИ НА ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ

108.Нагрузками оперения являются аэродинамические и мас совые силы. Аэродинамические нагрузки делятся на уравнове­ шивающие, маневренные и от порывов неспокойной атмосферы. Во всех расчетных случаях нагружения принимают, что погон­ ная воздушная нагрузка по размаху неподвижных частей (стаби­

деления погонной нагрузки надо знать величины равнодействую­ щ их Р э и коэффициента безопасности f, а также распределение нагрузки вдоль хорды рассчитываемой части.

109. Уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения

определяется из условия равновесия моментов летательного ап­ парата относительно поперечной оси z

оперения относительно оси z и коэффициент момента, величина

ленных для всех расчетных случаев крыла. Коэффициент безо­ пасности f принимают таким же, как в соответствующем расчет­ ном случае крыла. На фиг. 5.10 показано распределение уравно­ вешивающей нагрузки по хорде стабилизатора Ьст, располо­

120

женного в хвостовой части статически устойчивого летательного аппарата. Нагрузки на рули при этом даются в виде сил, распо­ ложенных по линии шарниров подвески руля. Вследствие того, что нагрузки на стабилизатор и на руль направлены в противо­ положные стороны, стабилизатор нагружается одновременно значительными изгибом и кручением.

Распределение нагрузки вдоль хорды управляемого стабили­ затора при М > \ можно принять таким, как показано на фиг. 5.12,6.

Вдоль размаха погонную нагрузку приближенно считают про­ порциональной хордам (на треугольном стабилизаторе при М<1 постоянной, как и на треугольном крыле).

110.Маневренная нагрузка горизонтального оперения ДЯэман

действует при резком отклонении рулей и вызывает угловое ус­ корение

^Г.о

где Imz — момент инерции аппарата относительно оси г.

прибавляется собственно маневренная нагрузка ДР* ан1:

=+ Д Р э

май 1*

висит от рассматриваемого расчетного случая полета, резкости отклонения руля, устойчивости и других качеств летательного аппарата и задается нормами прочности. Величина коэффициен­ та f принимается в соответствии с рассматриваемым расчетным случаем.

Второй вид маневренной нагрузки возникает в некоторых случаях полета, например, в процессе выполнения горки, когда уравновешивающая часть нагрузки в зоне изменения ее знака сравнительно мала и ею можно пренебречь. В этих случаях пол­ ная маневренная нагрузка определяется так:

причем &2>&ь

Коэффициент безопасности в этом случае f = 2.

На фиг. 5.11,а показан пример распределения маневренной нагрузки на докритических числах М, а на фиг. 5.11,6 — при закритических. При этом обязательно рассчитывается прочность крепления обшивки к каркасу.

121

111. Нагрузка при полете в неспокойном воздухе берется обычно при полете на максимальной скорости и состоит из урав­ новешивающей нагрузки при п=1 и добавки за счет порыва, ко­ торые считаются направленными в одну сторону:

Р н .в = Р у Р(п = 1) + Л ^ н .в .

где по аналогии с крылом

2 dar.o

Обычно принимают k —0,8; скорость вертикального потока и

— Ю н- 15 м/с.

распределения нагрузки вдоль хорды показан на фиг. 5.12,а на докритических числах М и на фиг. 5.12,6 — на закритических. На управляемом стабилизаторе характер распределения нагрузки вдоль хорды будет таким же.

Для неманевренных летательных аппаратов нагрузки, обус­ ловленные неспокойной атмосферой, могут по величине превы­ шать маневренные нагрузки.

112. Определение нагрузок на вертикальное оперение по нор­ мам прочности проводится подобно тому, как это делается для горизонтального оперения. Специфичной для него является на­ грузка в случае остановки двигателей по одну сторону от плос­ кости симметрии аппарата ^в-0-двиг-

Величина этой силы, парирующей момент относительно вер­ тикальной оси у при односторонней остановке двигателей, приб­ лиженно может быть определена по

M v

Я в . о . д в „ г ^ ( 1 , 6 ^ 1 , 9 ) г 21,

^В.О

122

где М у— момент, равный сумме произведений тяг РЛБ1 работа­ ющих двигателей на их плечи относительно оси у. Коэффициент безопасности принимается / = 2.

113.Случай одновременного нагружения горизонтального и вертикального оперений может оказаться расчетным как для фюзеляжа, так и для горизонтального (вертикального) опере­ ния, если на нем крепится вертикальное (горизонтальное) опе­ рение. При этом обычно принимают, что на каждое из оперений действует 75% от его максимальной эксплуатационной нагрузки, выявленной раздельно, поскольку одновременное действие пол­ ных нагрузок мало вероятно.

114.Случай несимметричного нагружения горизонтального

(разнесенного вертикального) оперения имеет место при полете со скольжением или при отклонении руля поворота (высоты). За исходную принимают эксплуатационную нагрузку соответствую­ щего оперения и считают, что на одной половине она приблизи­ тельно на 20% уменьшится, а на другой на столько же увеличит­ ся. Этот случай нагружения может оказаться опасным по изгибу оперения и по нагрузкам на узлы их крепления.

115. Величины воздушных нагрузок на элерон (интерцептор)

пропорциональны их площадям и скоростному напору q:

элеронов и интерцепторов невелики и ими обычно пренебрегают.

116. Величины управляющих сил реактивных органов управ­ ления выбираются из условия необходимой управляемости и ба­ лансировки на тех режимах полета аппарата, на которых управ­ ление осуществляется реактивными органами.

§5.3. КОНСТРУКЦИЯ и РАБОТА ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

117.Непосредственной задачей оперения является образова­ ние переменных по величине и направлению аэродинамических

сил, обеспечивающих заданные режимы полета аппарата. Эта задача по своему характеру близка к задаче, выполняемой кры­ лом; поэтому силовые схемы и конструкции оперения и крыла весьма сходны в своей основе. Расчет на прочность их также аналогичен.

118. Некоторую специфику в конструкции имеют управляемые стабилизаторы, элементы крепления которых к фюзеляжу или килю должны обеспечить передачу всех силовых факторов и од­ новременно возможность поворота при управлении. Для умень­ шения затрат мощности на привод (а следовательно, и веса) ось вращения стабилизатора рационально располагать между край­

12»

ними положениями центров давления на дозвуковой и сверхзву­ ковой скоростях полета. При выборе конструкции управляемого стабилизатора особо обращают внимание на требования ком­ поновки, жесткости, отсутствия недопустимых люфтов.

119. Необходимость обеспечить вращение стабилизатора при­ водит к постановке балки (оси), которая неподвижно связана либо с его консолью (консолями), либо с конструкцией фюзе­ ляжа или киля. В первом случае подшипники качения (или скольжения) закрепляются на фюзеляже или киле, во втором— на консолях стабилизатора. Тяги управления подводятся на не­ котором плече от оси.

Силовые схемы управляемых стабилизаторов могут быть та­ кие же, как и у крыла.

120. На фиг. 5.13 представлена силовая схема управляемого однолонжеронного стабилизатора с подкосной балкой. При не­ которых формах в плане стабилизатора (например, треуголь­ ной) такая схема выгодна в том отношении, что легко конст­ руктивно обеспечить нужное плечо, с аэродинамической силы относительно оси вращения. Однако в отличие от крыла с под­ косной балкой, крепящегося к фюзеляжу на трех шарнирных узлах (см. п. 73), стабилизатор должен обязательно иметь бор­ товую усиленную нервюру 1—2—4 для передачи на балку-ось 2—2' сил как от лонжерона из точки 1, так и от корневой нервю­ ры из точки 4. В отличие от соответствующей силовой схемы крыла, однолонжеронный управляемый стабилизатор с перело­ мом у борта фюзеляжа (киля) (фиг. 5.14) не требует установки мощной бортовой нервюры, ибо составляющая изгибающего мо­ мента Мл лонжерона в плоскости борта /Икорн передается не­ посредственно в виде кручения фюзеляжной части лонжерона (балки-оси) на участке 2—3 и уравновешивается на кронштейне управления.

124

Однако плечо с на сверхзвуковых скоростях полета в ряде случаев получается более значительным. Следовательно, от точ­ ки 2 к точке 3 передается больший крутящий момент, что приво­ дит к увеличению веса лонжерона, кронштейна управления и при­ водов к нему. Эта схема может оказаться выгодной для стаби­ лизаторов такой формы, при которой требуется малый угол стре-

дится или применять усложненные конструктивные схемы уста­ новки управляемого стабилизатора (фиг. 5.15), или, если позволя­ ют условия аэродинамической компоновки, помещать его на киле. В последнем случае база между подшипниками получается не­ большая (нагрузки на них большие). Кроме того, дополнитель­ но догружается киль. Все это приводит к утяжелению конструк­ ции.

Схема крепления, представленная на фиг. 5.15, может иметь место в тех случаях, когда в конструкции фюзеляжа удается ук­ репить подшипники на достаточной (из условий приемлемых га­ баритов и веса узлов) базе. Она конструктивно не очень слож­ на и требует сравнительно небольшой дополнительной затраты веса. Каждая консоль может управляться независимо, что поз­ воляет сделать их дифференциально управляемыми. Такая кон­ струкция является также выгодной с точки зрения боевой живу­

125