Аэродинамический руль


Оперение (авиация) - это... Что такое Оперение (авиация)?

Оперение самолёта

Опере́ние (оперение летательного аппарата, стрелы, ракеты) — аэродинамические поверхности, обеспечивающие устойчивость, управляемость и балансировку самолёта в полёте. Оно состоит из горизонтального и вертикального оперения. К оперению обычно относят и элероны — органы поперечной управляемости и балансировки.

Общие сведения

Основные требования к оперению:

Горизонтальное оперение (ГО)

Обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности — стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. У самолетов с хвостовым расположением горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолета — на фюзеляже или на верху киля (T-образноя схема).

В схеме «утка» оперение располагается в носовой части самолета перед крылом. Возможна комбинированная схема, когда у самолета с ховстовым оперением ставится дополнительное переднее оперение — схема с ПГО (переднее горизонтальное оперение), позволяющая использовать преимущества обеих указанных схем. Схемы «бесхвостка», «летающее крыло» горизонтального оперения не имеют.

Неподвижный стабилизатор обычно имеет фиксированный угол установки относительно продольной оси самолета. Иногда предусматривается регулировка этого угла на земле. Такой стабилизатор называется переставным.

На тяжёлых самолетах для повышения эффективности продольного управления угол установки стабилизатора с помощью дополнительного привода может изменяться в полете, обычно на взлете и посадке, а также для балансировки самолета на заданном режиме полета. Такой стабилизатор называется подвижным.

На сверхзвуковых скоростях полета эффективность руля высоты резко падает. Поэтому у сверхзвуковых самолетов вместо классической схемы ГО с рулем высоты применяется управляемый стабилизатор (ЦПГО), угол установки которого регулируется летчиком с помощью командного рычага продольного управления или бортовым компьютером самолета. Руль высоты в этом случае отсутствует.

Вертикальное оперение (ВО)

Обеспечивает самолету путевую устойчивость, управляемость и балансировку относительно вертикальной оси. Оно состоит из неподвижной поверхности — киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления.

Цельноповоротное ВО применяется весьма редко. Эффективность ВО можно повысить путем установки форкиля — передний наплыв в корневой части киля и дополнительным подфюзеляжным гребнем. Другой способ — применение нескольких (обычно не более двух одинаковых) килей.

Формы оперения

Т-образное хвостовое оперение самолёта (Ту-154)

Формы поверхностей оперения определяются теми же параметрами, что и формы крыла: удлинением, сужением, углом стреловидности, аэродинамическим профилем и его относительной толщиной. Как и в случае с крылом различают трапецевидное, овальное, стреловидное и треугольное оперение.

Схема оперения определяется числом его поверхностей и их взаимным расположением. Наиболее распространены следующие схемы:

  • Схема с центральным расположением вертикального оперения в плоскости симметрии самолета — горизонтальное оперение в этом случае может располагаться как на фюзеляже, так и на киле на любом удалении от оси самолета (схему с расположением ГО на конце киля принято называть Т-образным оперением).Пример: Ту-154
  • Схема с разнесенным вертикальным оперением — две его поверхности могут крепиться по бокам фюзеляжа или на концах ГО. В двухбалочной схеме фюзеляжа поверхности ВО устанавливаются на концах фюзеляжных балок. На самолетах типа «утка», «бесхвостка», «летающее крыло» разнесенное ВО устанавливается на концах крыла или в средней его части.Пример: Пе-2, Lockheed P-38 Lightning
  • V-образное оперение, состоящее из двух наклонных поверхностей, выполняющих функции и горизонтального и вертикального оперения. Из-за сложности управления и, как следствие, малой эффективности такое оперение широкого применения не получило. (Правда применение компьютерных пилотажных систем изменило ситуацию в лучшую сторону. Текущее управление V-образным оперением в оснащенных им новейших самолетах берет на себя бортовой компьютер, — пилоту лишь достаточно задать стандартной ручкой управления направление полета (влево-вправо, вверх-вниз), и компьютер сделает все, что для этого нужно).Пример: F-117
  • Скошенное оперение (типа «бабочка», или оперение Рудлицкого)Пример: Me.262 HG III

Требуемая эффективность оперения обеспечивается правильным выбором форм и расположения его поверхностей, а также численных значений параметров этих поверхностей. Чтобы избежать затенения органы оперения не должны попадать в спутную струю крыла, гондол и других агрегатов самолета. Не меньшее влияние на эффективность оперения оказывает и применение компьютерных пилотажных систем. Например до появления достаточно совершенных самолетных бортовых компьютеров V-образное оперение почти не применялось, из-за его сложности в управлении.

Более позднее наступление волнового кризиса на оперении достигается увеличенными по сравнению с крылом углами стреловидности и меньшими относительными толщинами. Избежать флаттера и бафтинга можно известными мерами устранения этих явлений аэроупругости.

Нагрузки оперения

Глубокое сваливание у самолётов с Т-образным оперением.

На органы оперения в полете действуют распределенные аэродинамические силы, величина и закон распределения которых задаются нормами прочности или определяются продувками. Массовыми инерционными силами оперения ввиду их малости обычно пренебрегают. Рассматривая работу элементов оперения при восприятии внешних нагрузок, по аналогии с крылом следует различать общую силовую работу агрегатов оперения как балок, в сечениях которых действуют перерезывающие силы, изгибающие и крутящие моменты, и работу местную от воздушной нагрузки, приходящейся на каждый участок обшивки с подкрепляющими ее элементами.

Конструктивно-силовые схемы оперения

Различные агрегаты оперения отличаются друг от друга назначением и способами закрепления, что вносит свои особенности в силовую работу и влияет на выбор их конструктивно-силовых схем.

Рассмотрим отдельно особенности устройства и силовой работы основных агрегатов оперения (стабилизатора, киля, управляемого стабилизатора, руля и элерона).

Стабилизаторы и кили

Имеют полную аналогию с крылом, как по составу и конструкции основных элементов — лонжеронов, продольных стенок, стрингеров, нервюр, так и по типу силовых схем. Для стабилизаторов вполне успешно используются лонжеронная, кессонная и моноблочная схемы, а для килей последняя схема применяется реже, из-за определенных конструктивных трудностей при передаче изгибающего момента с киля на фюзеляж. Контурный стык силовых панелей киля с фюзеляжем в этом случае требует установки большого числа силовых шпангоутов или установки на фюзеляже в плоскости силовых панелей киля мощных вертикальных балок, опирающихся на меньшее число силовых шпангоутов фюзеляжа.

У стабилизаторов можно избежать передачи изгибающих моментов на фюзеляж, если лонжероны или силовые панели левой и правой его поверхностей связать между собой по кратчайшему пути в центральной его части. Для стреловидного стабилизатора это требует перелома оси продольных элементов по борту фюзеляжа и установки двух усиленных бортовых нервюр. Если продольные элементы такого стабилизатора без перелома осей доходят до плоскости симметрии самолета, то кроме бортовых силовых нервюр, передающих крутящий момент, потребуется ещё одна силовая нервюра в плоскости симметрии самолета.

Свои особенности имеет конструкция управляемого стабилизатора - см. ЦПГО

Рули и элероны

Основные статьи: Воздушный руль, Элерон

Ввиду полной идентичности конструкции и силовой работы рулей и элеронов в дальнейшем для краткости речь будет идти только о рулях, хотя все сказанное будет полностью применимо и к элеронам. Основным силовым элементом руля (и элерона, естественно), работающим на изгиб и воспринимающим практически всю перерезывающую силу, является лонжерон, который опирается на шарнирные опоры узлов подвески.

Основная нагрузка рулей — воздушная аэродинамическая, возникающая при балансировке, маневрировании самолета или при полете в неспокойном воздухе. Воспринимая эту нагрузку, лонжерон руля работает как неразрезная многоопорная балка. Особенность его работы заключается в том, что опоры руля закреплены на упругих конструкциях, деформации которых под нагрузкой существенно влияют на силовую работу лонжерона руля.

Восприятие крутящего момента руля обеспечивается замкнутым контуром обшивки, который в местах выреза под кронштейны крепления замыкается стенкой лонжерона. Максимальный крутящий момент действует в сечении кабанчика управления, к которому подходит тяга управления. Местом расположения кабанчика (тяги управления) по размаху руля можно существенно влиять на деформации руля при кручении.

Аэродинамическая компенсация рулей

В полете при отклонении рулевых поверхностей возникают шарнирные моменты, которые уравновешиваются усилиями летчика на командных рычагах управления. Эти усилия зависят от размеров и угла отклонения руля, а также от скоростного напора. На современных самолетах усилия управления получаются слишком большими, поэтому приходится в конструкции рулей предусматривать специальные средства для уменьшения шарнирных моментов и уравновешивающих их усилий управления. С этой целью используется аэродинамическая компенсация рулей, суть которой заключается в том, что часть аэродинамических сил руля создают момент относительно оси вращения, противоположный основному шарнирному моменту.

Наибольшее распространение получили следующие виды аэродинамической компенсации:

  • роговая — на конце руля часть его площади в виде «рога» располагается спереди от оси шарниров, что обеспечивает создание момента обратного знака по отношению к основному шарнирному;
  • осевая — часть площади руля по всему размаху располагается спереди от оси шарниров (ось шарниров смещается назад), что уменьшает шарнирный момент;
  • внутренняя — обычно используется на элеронах и представляет собой пластины, прикрепленные к носку элерона спереди, которые связаны гибкой перегородкой со стенками камеры внутри крыла. При отклонении элерона в камере создается разница давлений над и под пластинами, которая уменьшает шарнирный момент.
  • сервокомпенсация — в хвостовой части руля шарнирно подвешивается небольшая поверхность, которая тягой связывается с неподвижной точкой на крыле или оперении. Эта тяга обеспечивает автоматическое отклонение сервокомпенсатора в сторону, противоположную отклонению руля. Аэродинамические силы на сервокомпенсаторе уменьшают шарнирный момент руля.

Углы отклонения и эффективность работы такого компенсатора пропорциональны углам отклонения руля, что не всегда оправдывает себя, т.к. усилия управления зависят не только от углов отклонения руля, но и от скоростного напора. Более совершенным является пружинный сервокомпенсатор, у которого за счет включения в кинематику управления пружины с предварительной затяжкой углы отклонения пропорциональны усилиям управления руля, что наилучшим образом отвечает назначению сервокомпенсатора — уменьшать эти усилия.

Средства аэродинамической балансировки самолета

Любой установившийся режим полета самолета, как правило, выполняется с отклоненными рулями, что обеспечивает уравновешивание — балансировку — самолета относительно его центра масс. Возникающие при этом усилия на органах управления в кабине принято называть балансировочными. Чтобы зря не утомлять летчика и избавить его от этих ненужных усилий на каждой рулевой поверхности устанавливается триммер, позволяющий полностью снимать балансировочные усилия.

Триммер конструктивно полностью идентичен сервокомпенсатору и также шарнирно подвешивается в хвостовой части руля, но, в отличие от сервокомпенсатора, имеет дополнительное ручное или электромеханическое управление. Летчик, отклоняя триммер в сторону противоположную отклонению руля, добивается уравновешивания руля на заданном угле отклонения при нулевых усилиях на командном рычаге. В некоторых случаях используется комбинированная поверхность триммер-сервокомпенсатор, который при включении привода работает в качестве триммера, а при отключенном - выполняет функции сервокомпенсатора.

Следует добавить, что триммер может использоваться лишь в таких системах управления, в которых усилия на командных рычагах напрямую связаны с шарнирным моментом руля — системы механического безбустерного управления или системы с обратимыми бустерами. В системах с необратимыми бустерами — гидроусилителями — естественные усилия на огранах управления очень малы, и для имитации лётчику «механического управления» дополнительно создаются пружинными загрузочными механизмами и от шарнирного момента руля не зависят. В таком случае триммеры на рулях не ставятся, а балансировочные усилия снимаются специальными устройствами — механизмами эффекта триммирования, установленными в проводке управления.

Другим средством балансировки самолета в установившемся режиме полета может служить переставной стабилизатор. Обычно такой стабилизатор крепится шарнирно на задних узлах подвески, а передние узлы соединяются с силовым приводом, который, перемещая носовую часть стабилизатора вверх или вниз, изменяет углы его установки в полете. Подбирая нужный угол установки, летчик может уравновесить самолет при нулевом шарнирном моменте на руле высоты. Этот же стабилизатор обеспечивает и требуемую эффективность продольного управления самолета на взлете и посадке.

Средства устранения флаттера рулей и элеронов

Причиной возникновения изгибно-элеронного и изгибно-рулевого флаттера является их массовая несбалансированность относительно оси шарниров. Обычно центр масс рулевых поверхностей расположен позади оси вращения. В результате при изгибных колебаниях несущих поверхностей силы инерции, приложенные в центре масс рулей, за счет деформаций и люфтов в проводке управления отклоняют рули на некоторый угол, что приводит к появлению дополнительных аэродинамических сил, увеличивающих изгибные деформации несущих поверхностей. С ростом скорости раскачивающие силы растут и при скорости, называемой критической скоростью флаттера, происходит разрушение конструкции.

Радикальным средством устранения данного вида флаттера является установка в носовой части рулей и элеронов балансировочных грузов с целью перемещения их центра масс вперед.

100-процентная весовая балансировка рулей, при которой центр масс располагается на оси вращения руля, обеспечивает полное устранение причины возникновения и развития флаттера.

См. также

Ссылки

dic.academic.ru

Флапероны.

Закрылки и элероны вместе занимают заднюю кромку крыла. Для улучшения взлётно-посадочных характеристик закрылки должны быть как можно больше, а для получения хороших угловых скоростей крена элероны должны быть как можно больше. Поскольку пространство ограничено, то одно из решений – это симметрично опускать оба элерона в помощь закрылкам. Такие элероны называются флапероны или зависающие элероны. Управление по крену осуществляется дифференциальным отклонением элеронов из опущенного («зависшего») положения.

Другое решение – использовать подвижные поверхности закрылков, как по прямому назначению, так и для поперечного управления.

Аэродинамическая компенсация рулей.

В полете при отклонении рулевых поверхностей возникают шарнирные моменты, которые уравновешиваются усилиями летчика на командных рычагах управления. Эти усилия зависят от размеров и угла отклонения руля, а также от скоростного напора. На современных самолетах усилия управления получаются слишком большими, поэтому приходится в конструкции рулей предусматривать специальные средства для уменьшения шарнирных моментов и уравновешивающих их усилий управления. С этой целью используется аэродинамическая компенсация рулей, суть которой заключается в том, что часть аэродинамических сил руля создают момент относительно оси вращения, противоположный основному шарнирному моменту.

Наибольшее распространение получили следующие виды аэродинамической компенсации:

- роговая; на конце руля часть его площади в виде «рога» располагается спереди от оси шарниров, что обеспечивает создание момента обратного знака по отношению к основному шарнирному;

- осевая; часть площади руля по всему размаху располагается спереди от оси шарниров (ось шарниров смещается назад), что уменьшает шарнирный момент;

- внутренняя; обычно используется на элеронах и представляет собой пластины, прикрепленные к носку элерона спереди, которые связаны гибкой перегородкой со стенками камеры внутри крыла. При отклонении элерона в камере создается разница давлений над и под пластинами, которая уменьшает шарнирный момент,

- сервокомпенсация; в хвостовой части руля шарнирно подвешивается небольшая поверхность, которая тягой связывается с неподвижной точкой на крыле или оперении. Эта тяга обеспечивает автоматическое отклонение сервокомпенсатора в сторону, противоположную отклонению руля. Аэродинамические силы на сервокомпенсаторе уменьшают шарнирный момент руля.

Углы отклонения и эффективность работы такого компенсатора пропорциональны углам отклонения руля, что не всегда оправдывает себя, т.к. усилия управления зависят не только от углов отклонения руля, но и от скоростного напора. Более совершенным является пружинный сервокомпенсатор, у которого за счет включения в кинематику управления пружины с предварительной затяжкой углы отклонения пропорциональны усилиям управления руля, что наилучшим образом отвечает назначению сервокомпенсатора - уменьшать эти усилия.

Средства аэродинамической балансировки самолета

Любой установившийся режим полета самолета, как правило, выполняется с отклоненными рулями, что обеспечивает уравновешивание (балансировку) самолета относительно его центра масс. Возникающие при этом усилия на командных рычагах принято называть балансировочными. Чтобы зря не утомлять летчика и избавить его от этих ненужных усилий на каждой рулевой поверхности устанавливается триммер, позволяющий полностью снимать балансировочные усилия.

Триммер конструктивно полностью идентичен сервокомпенсатору и также шарнирно подвешивается в хвостовой части руля, но, в отличие от сервокомпенсатора, имеет дополнительное ручное или электромеханическое управление. Летчик, отклоняя триммер в сторону противоположную отклонению руля, добивается уравновешивания руля на заданном угле отклонения при нулевых усилиях на командном рычаге. В некоторых случаях используется комбинированная поверхность триммер-сервокомпенсатор, который при включении привода работает в качестве триммера, а при отключенном - выполняет функции сервокомпенсатора.

Следует добавить, что триммер может использоваться лишь в таких системах управления, в которых усилия на командных рычагах напрямую связаны с шарнирным моментом руля - системы безбустерного управления или системы с обратимыми бустерами. В системах с необратимыми бустерами усилия на командных рычагах создаются загрузочными механизмами и от шарнирного момента руля не зависят. В этом случае триммеры на рулях не ставятся, а балансировочные усилия снимаются специальными устройствами в системе загрузки командных рычагов.

Другим средством балансировки самолета в установившемся режиме полета может служить переставной стабилизатор. Обычно такой стабилизатор крепится шарнирно на задних узлах подвески, а передние узлы соединяются с силовым приводом, который, перемещая носовую часть стабилизатора вверх или вниз, изменяет углы его установки в полете.

Подбирая нужный угол установки, летчик может уравновесить самолет при нулевом шарнирном моменте на руле высоты. Этот же стабилизатор обеспечивает и требуемую эффективность продольного управления самолета на взлете и посадке.

studfiles.net

Аэродинамический руль ракеты

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в рулях направления управляемых ракет. Аэродинамический руль ракеты содержит аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем (ПУР) с возможностью вращения и механизмом стопорения, штоком поршня и фиксатором с возможностью продольного перемещения. Механизм стопорения содержит шарнирно установленную в ПУР качалку, соединенную со штоком поршня и фиксатором. Изобретение позволяет повысить эффективность фиксации стопорения от поворота. 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам фиксации аэродинамических поверхностей (крыльев, рулей, стабилизаторов), и может быть использовано в конструкции механизмов фиксации складываемых рулей (крыльев, стабилизаторов).

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту RU №2520846, F42B 10/14, 2014 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение относится к рулям направления управляемых ракет. Подобные ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты.

Руль содержит складываемую аэродинамическую поверхность, зафиксированную в рабочем положении и шарнирно соединенную с приводом управления рулем, закрепленным в корпусе ракеты с возможностью поворота, при этом аэродинамический руль имеет тонкий внешний обвод. В корпусе ракеты установлен механизм стопорения и удерживает руль от поворота в сложенном положении. При раскрытии аэродинамической поверхности происходит расфиксация привода управления рулем, после чего происходят повороты руля.

Однако для аэродинамических рулей (стабилизаторов) ракет, находящихся уже в раскрытом положении, например ракет, установленных под фюзеляжем или под крыльями самолетов или иных носителей, данное техническое решение использовать нецелесообразно, так как расфиксация руля происходит во время раскрытия аэродинамической поверхности. Фиксация рулей на этапе выведения, когда ракета находится под фюзеляжем самолета, необходима для предотвращения поворота руля, что привело бы к увеличению аэродинамического сопротивления во время полета.

Целью предлагаемого изобретения является создание аэродинамического руля ракеты с тонким внешним обводом и с механизмом стопорения, эффективно фиксирующимся от поворота.

Указанная цель достигается тем, что аэродинамический руль содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность, с возможностью складывания, привод управления рулем, установленный в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксирована аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения установлен в приводе управления рулем и содержит качалку, шарнирно установленную в корпусе привода управления рулем. Один конец качалки шарнирно соединен со штоком поршня, установленного в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения, а другой конец кинематически связан с фиксатором. Фиксатор установлен параллельно оси вращения руля с возможностью продольного перемещения. Один конец фиксатора установлен в корпусе привода управления рулем, а другой в корпусе ракеты.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на на фиг. 1-5 представлена конструкция предлагаемого аэродинамического руля ракеты. На фиг. 1-5 указаны позиции в следующем порядке:

1 - аэродинамическая поверхность;

2 - привод управления рулем;

3 - корпус ракеты;

4 - механизм стопорения;

5 - качалка;

6 - шток;

7 - поршень;

8 - фиксатор;

9 - отверстие.

Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты 3 аэродинамическую поверхность 1, с возможностью складывания, привод управления рулем 2, установленный в корпусе ракеты 3 с возможностью вращения, в котором зафиксирована аэродинамическая поверхность и механизм стопорения 4. Механизм стопорения содержит качалку 5, один конец которой шарнирно соединен со штоком 6 поршня 7, а другой конец кинематически связан с фиксатором 8. Один конец фиксатора установлен в корпусе привода управления 2, а другой - в отверстии 9 корпуса ракеты 3.

Устройство работает следующим образом.

Во время нахождения ракеты под фюзеляжем (крылом) самолета или иных носителей аэродинамическая поверхность 1 находится в зафиксированном состоянии за счет того, что один конец фиксатора 8 находится в отверстии 9 корпуса ракеты 3. При расстыковке ракеты и носителя происходит подача управляющего сигнала на газогенератор, и в привод управления рулем 2 поступает рабочее тело, которое приводит в движение поршень 7. Шток 6 поршня 7, в свою очередь, поворачивает качалку 5, которая, воздействуя на фиксатор 8, выдвигает его из отверстия 9, тем самым расфиксируя аэродинамический руль ракеты. Для уменьшения габаритов при транспортировке или во время хранения аэродинамическая поверхность 1 может переводиться в транспортное положение.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом и с механизмом стопорения, эффективно фиксирующимся от поворота.

Аэродинамический руль ракеты, содержащий установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность, с возможностью складывания, привод управления рулем, установленный в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксирована аэродинамическая поверхность и механизм стопорения, отличающийся тем, что механизм стопорения установлен в приводе управления рулем и содержит качалку, шарнирно установленную в корпусе привода управления рулем, один конец которой шарнирно соединен со штоком поршня, установленного в приводе управления с возможностью продольного перемещения, а другой конец кинематически связан с фиксатором, расположенным параллельно оси вращения руля с возможностью продольного перемещения, один конец фиксатора размещен в корпусе привода управления рулем, а другой в корпусе ракеты.

www.findpatent.ru

Аэродинамический руль

Изобретение относится к средствам управления полетом летательных аппаратов. Аэродинамический руль состоит из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения. Переднее и заднее звенья выполнены поворотными относительно одной общей оси, которая расположена на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев. Изобретение направлено на уменьшение суммарного шарнирного момента руля, уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и в частности к средствам управления полетом летательных аппаратов.

Для управления полетом летательных аппаратов наиболее широко используются аэродинамические рули, выполненные в виде поворотной хвостовой части обтекаемой поверхности. Основными характеристиками аэродинамического руля являются: эффективность и шарнирный момент, возникающий при отклонении руля на необходимый угол. Эффективность аэродинамического руля определяется максимальной величиной управляющей силы, создаваемой рулем. Величина шарнирного момента, возникающего при повороте аэродинамического руля, определяет необходимую мощность привода руля и вес механизма его отклонения. По этой причине при разработках аэродинамических рулей стремятся к уменьшению их шарнирных моментов.

Известен аэродинамический руль, выполненный в виде одной поворотной секции, расположенной в хвостовой части аэродинамической поверхности (см. Энциклопедия Авиация, М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, стр. 490). Поворот руля относительно его оси приводит к изменению внешней формы аэродинамической поверхности и созданию управляющей силы.

Основным недостатком такого аэродинамического руля является его невысокая эффективность, не позволяющая при необходимости создавать большие управляющие силы. Необходимость высокой эффективности аэродинамических рулей в большинстве случаев возникает на вертикальных оперениях самолетов с двигателями, симметрично расположенными на консолях крыльев. При несимметричном отказе одного или нескольких двигателей на консолях крыльев для безопасного завершения полета необходима очень высокая эффективность руля направления для компенсации возникающего большого момента рыскания.

Известен двухзвенный руль направления, выполненный в виде двух поворотных звеньев с близкими размерами хорд, расположенных друг за другом и поворачиваемых относительно своих осей с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения (см. патент РФ №2492109, фиг. 7, МПК В64С, 2008 г.).

Двухзвенные рули обладают наибольшей аэродинамической эффективностью и используются на ряде отечественных самолетов: Ан-72, Ан-74, Ан-70 (см., например, О.В. Флоринский «Практическая аэродинамика самолета Ан-74», Киев, изд-во «АэроХобби», 2007 г., стр. 11-12), а также на многих зарубежных самолетах, например на Боинг-7478Р (см., например, Boeing 747SP Roll-Out, Flight №3454, 1974 г.), на военно-транспортных самолетах США: С-16; С-17, на Бразильском грузопассажирском самолете СВА-123 «Вектор» (см., например, Interavia Air Letter, 1986, 9/IX №11080 p. 7-8).

Основными недостатками двухзвенных рулей направления являются большой суммарный шарнирный момент, приводящий к необходимости использования мощных силовых приводов, большой вес и сложность конструкции.

По техническим признакам двухзвенный руль, выполненный в виде переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена, наиболее близок к предлагаемому изобретению и является его прототипом.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения являются уменьшение суммарного шарнирного момента руля, приводящего к уменьшению мощности силового привода и снижению веса механизма поворота руля.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что аэродинамический руль, состоящий из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена, выполнен с одной общей осью поворота для переднего и заднего звеньев. Общая ось поворота переднего и заднего звеньев располагается на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев.

На фиг. 1 представлен профиль сечения предлагаемого аэродинамического руля при максимально отклоненном и не отклоненном положениях.

Предлагаемый аэродинамический руль устанавливается в хвостовой части аэродинамической поверхности и состоит из переднего звена 1 и заднего звена 2, расположенных друг за другом и поворачивающихся относительно общей оси 3 (фиг. 1). На режимах полета, не требующих больших отклонений и эффективности руля, например на крейсерском полете, оба звена могут отклоняться на одинаковые, относительно небольшие углы (находясь в одной плоскости). При необходимости достижения максимального увеличения эффективности руля, например на взлетно-посадочных и аварийных режимах, звенья руля должны отклоняться до максимальных углов. При этом, максимальный угол отклонения α1 переднего звена 1 должен быть меньше максимального угла отклонения α2 заднего звена 2 относительно их положения при не отклоненном положении руля 4. Значения максимальных углов отклонения звеньев руля зависят от внешней формы хвостовой части аэродинамической поверхности, по которой формируется форма звеньев руля и определяются расчетным либо экспериментальным путем.

Проведенные расчетные исследования предлагаемого руля, представленного на фигуре 1, показали, что максимальная эффективность данного руля достигается при максимальном угле отклонении первого звена на угол 20° и максимальном отклонении заднего звена на угол 35°. По эффективности предлагаемый руль близок к известному двухзвенному рулю, но имеет значительно меньший шарнирный момент.

Значительное уменьшение шарнирного момента в предлагаемом руле достигается за счет того, что управляющие силы, возникающие на переднем и заднем звеньях, находятся по разные стороны от оси поворота, а создаваемые ими моменты имеют противоположные знаки и взаимно вычитаются. В результате этого суммарная величина шарнирного момента становится существенно меньшей по сравнению с обычными двухзвенными рулями, где моменты, создаваемые звеньями, складываются. Проведенные расчетные исследования показали, что высокая эффективность предлагаемого аэродинамического руля и значительное уменьшение шарнирного момента может быть достигнуто при расположении общей оси поворота переднего и заднего звеньев на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев. Следствием уменьшения суммарного шарнирного момента является уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля.

1. Аэродинамический руль, состоящий из переднего и заднего поворотных звеньев, с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно их не отклоненного положения, отличающийся тем, что переднее и заднее звенья выполнены поворотными относительно одной общей оси.

2. Аэродинамический руль по п. 1, отличающийся тем, что общая ось поворота переднего и заднего звеньев расположена на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев.

www.findpatent.ru

Часть третья.

ОКСФОРДСКАЯ АВИАЦИОННАЯ АКАДЕМИЯ

ПРИНЦИПЫ ПОЛЕТА

ЧЕТВЕРТОЕ ИЗДАНИЕ

СООТВЕТСТВУЕТ ТРЕБОВАНИЯМ

EUROPEAN AVIATION SAFETY AGENCY (EASA)

ДЛЯ ПОЛУЧЕНИЯ

AIRLINE TRANSPORT PILOT LICENCE (ATPL)

СОДЕРЖАНИЕ

ЧАСТЬ 1

1 ОПРЕДЕЛЕНИЯ

2 АТМОСФЕРА

3 ОСНОВНЫЕ ЗАКОНЫ АЭРОДИНАМИКИ

4 ДОЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ ВОЗДУХА

5 ПОДЪЕМНАЯ СИЛА

6 ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ

7 СВАЛИВАНИЕ

8 МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА

9 ОБЛЕДЕНЕНИЕ

ЧАСТЬ 2

10 УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

ЧАСТЬ 3

11 УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ

12 МЕХАНИКА ПОЛЕТА

13 ПОЛЕТ НА БОЛЬШИХ ЧИСЛАХ М

ЧАСТЬ 4

14 ОГРАНИЧЕНИЯ

15 СДВИГ ВЕТРА

16 ТЕОРИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА

ГЛАВА 11

УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЁТОМ.

Важные обозначения.

Угол тангажа – угол между продольной осью самолёта и горизонтом.

Угол крена – угол между поперечной осью самолёта и горизонтом.

Угол скольжения - угол между продольной осью и проекцией вектора набегающего потока на плоскость крыльев.

Управляющие поверхности – аэродинамические рули (руль высоты, руль направления, элероны), цельноповоротные поверхности (управляемый стабилизатор, интерцепторы).

Рычаги управления – рычаги, на которые воздействует лётчик, управляя самолётом (ручка управления, штурвал, педали).

Введение.

Все самолёты оснащаются системой управления, позволяющей пилоту маневрировать и снимать усилия с рычагов управления по каждой из трех осей. Аэродинамические моменты, требуемые для вращения самолёта, обычно реализуются путём отклонения управляющих поверхностей, меняющих кривизну профиля. Управляющие поверхности располагаются как можно дальше от центра тяжести, чтобы создавать максимальный управляющий момент.

Обычно существует три независимые системы управления и три управляющие поверхности:

  • руль направления, управляющий движением вокруг нормальной оси;

  • руль высоты, управляющий движением вокруг поперечной оси;

  • элероны, управляющие движением вокруг продольной оси (также используется дифференциальное отклонение интерцепторов).

Одна поверхность может участвовать в управлении по двум осям:

  • элевоны – комбинация руля высоты и элеронов;

  • руль V-образного оперения, совмещающий функции руля высоты и руля направления;

  • дифференциальный стабилизатор. Когда обе половины работают синхронно – управление по тангажу, когда раздельно – по крену.

Управляющий момент создаётся путём создания аэродинамической силы на соответствующей поверхности. Величина этой силы определяется скоростным напором (Vпр2) и углом отклонения поверхности.

Управляющую аэродинамическую силу можно создать:

  • отклоняя заднюю кромку, что приведёт к изменению кривизны профиля;

  • поворачивая всю поверхность целиком;

  • уменьшить подъёмную силу и увеличить сопротивление, сорвав поток интерцептором.

При изменении кривизны профиля (крыла, стабилизатора или киля), на нём меняется аэродинамическая сила. На рисунке показано влияние отклонения элерона на коэффициент подъёмной силы секции крыла.

Управляющая аэродинамическая сила может быть создана поворотом всей поверхности целиком. Эта схема часто используется для управления по тангажу с помощью цельноповоротного стабилизатора. Руль высоты в данном случае отсутствует.

Интерцепторы – это устройства для уменьшения подъёмной силы профиля крыла, путём нарушения обтекания над его верхней поверхностью. Они используются для управления по крену, поднимаясь на том полукрыле, где элероны отклоняются вверх, и как воздушные тормоза, поднимаясь на обоих полукрыльях синхронно.

Шарнирные моменты.

Аэродинамическая сила, действующая на управляющую поверхность, стремится повернуть эту поверхность относительно оси вращения в направлении действия силы. Момент этой силы будет равен произведению силы на плечо от центра давления до оси вращения. Этот момент называется шарнирным моментом. Величина силы определяется площадью поверхности, скоростным напором и углом отклонения поверхности.

Чтобы отклонить управляющую поверхность на требуемый угол, пилоту необходимо преодолеть шарнирный момент, прилагая усилие к рычагу управления в кабине. Таким образом, величина усилия на рычаге управления определяется шарнирным моментом от руля (для безбустерного управления).

Уменьшение усилий на рычагах управления.

Аэродинамическая сила на управляющей поверхности зависит от площади поверхности, угла отклонения и приборной скорости. На больших и скоростных самолётах аэродинамические силы могут создавать большие шарнирные моменты, которые будет трудно преодолеть лётчику. В этом случае в системе управления устанавливаются гидравлические усилители или используются различные методы уменьшения усилий на рычагах управления аэродинамическими средствами (аэродинамическая компенсация).

Аэродинамическая компенсация.

Если уменьшить расстояние (d), то уменьшается шарнирный момент. Чем меньше шарнирный момент, тем меньше усилия на рычагах управления, и тем легче лётчику отклонять управляющую поверхность. Осевая компенсация не уменьшает эффективность руля, а только уменьшает шарнирный момент.

Если точка приложения аэродинамической силы (F2) окажется вперёди оси шарнира, то наступит «перекомпенсация руля». Шарнирный момент поменяет свой знак, и усилия на рычаге управления сменятся на противоположные. Это очень опасно и конструктор обязан обеспечить, чтобы перекомпенсация руля не возникала во всех ожидаемых условиях эксплуатации самолёта.

Принцип действия роговой компенсации тот же, что и у осевой компенсации. Аэродинамическая нагрузка на той части управляющей поверхности, которая находится впереди линии шарнира, даёт шарнирный момент, противодействующий шарнирному моменту основной части управляющей поверхности. Таким образом, суммарный шарнирный момент уменьшается, не ухудшая эффективность рулевой поверхности.

Данное устройство работает на том же принципе, что и осевая компенсация, но зона аэродинамической балансировки находится внутри крыла. Отклонение управляющей поверхности вызывает изменение давления возле поверхности руля. Давление возрастает со стороны отклонения и уменьшается с обратной стороны. Этот перепад давлений действует на панель внутри крыла, шарнирно соединённую с рулевой поверхностью. Шарнирный момент от балансировочной панели противодействует моменту от руля, что уменьшает суммарный шарнирный момент.

Предыдущие устройства аэродинамической компенсации усилий работали на принципе использования давления скоростного напора на часть управляющей поверхности, расположенную впереди линии шарнира. Сервокомпенсатор работает на принципе использования рычага силы, возникающей на дополнительной поверхности, которая расположена на задней кромке руля и отклоняется в противоположную сторону. Сила на сервокомпенсаторе создаёт момент, противодействующий шарнирному моменту руля. Пилот отклоняет руль, а руль отклоняет сервокомпенсатор. В отличие от предыдущих устройств, сервокомпенсатор немного уменьшает эффективность рулевой поверхности, поскольку сила на сервокомпенсаторе противодействует силе руля.

Дополнительная поверхность антикомпенсатора отклоняется в том же направлении, что и управляющая поверхность и увеличивает эффективность руля, но увеличивает шарнирный момент (создает дополнительное усилие на рычаге управления). Пилот отклоняет руль, а руль отклоняет антикомпенсатор.

(Anton Flettner - немецкий инженер, изобретатель серворуля).

Усилия пилота передаются только на серворуль. Аэродинамическая сила, возникшая на серворуле, приводит в движение всю управляющую поверхность. Руль отклоняется до тех пор, пока не наступит равновесие моментов сил управляющей поверхности и серворуля.

Если на управляющие поверхности самолёта установлены струбцины, то лётчик этого не определит, отклоняя рычаги управления, поскольку они напрямую не связаны с рулями.

Устаревшие типы скоростных транспортных самолётов (Боинг 707) успешно используют серворули.

Основной недостаток серворулей – ухудшение управляемости на малых скоростях.

Пружинный сервокомпенсатор - это модификация серворуля, в которой отклонение серворуля пропорционально приложенному усилию от пилота.

Тяги управления напрямую связаны с серворулём и имеют связь с управляющей поверхностью посредством предварительно затянутой пружины. На малых приборных скоростях нагрузка на управляющую поверхность невелика. Усилие от пилота не превышает усилие затяжки пружины и она работает как жесткая тяга. Пилот отклоняет управляющую поверхность и серворуль как единое целое, чем повышается эффективность управления.

Максимальную помощь пилоту пружинный сервокомпенсатор оказывает на больших приборных скоростях. Высокий скоростной напор противодействует отклонению управляющей поверхности, усилия приложенные пилотом приводят к сжатию пружины, серворуль отклоняется и возникшая на нём сила помогает пилоту отклонить управляющую поверхность.

Включение гидроусилителей в систему управления.

Если рассмотренные выше способы аэродинамической компенсации не обеспечивают приемлемых усилий на рычагах управления, тогда в систему управления включают гидроусилители. Существует два способа включения гидроусилителей – по обратимой и по необратимой схеме.

Как видно из рисунка, чтобы сместить сервоклапан (для приведения в работу гидроусилителя), необходимо на небольшую величину отклонить управляющую поверхность усилием пилота. Таким образом, малую часть шарнирного момента преодолевает пилот, а оставшуюся большую часть преодолевает гидроусилитель. При этом у пилота остаётся натуральное ощущение шарнирного момента от рулей, как и при полностью ручном управлении самолётом.

У более больших и / или более скоростных самолётов, шарнирные моменты настолько велики, что требуется применение необратимых гидроусилителей. При этой схеме все усилия от управляющей поверхности замыкаются на гидроусилитель. Чтобы сместить сервоклапан пилоту надо преодолеть только трение проводки управления.

Как показано на рисунке, смещение сервоклапана влево открывает проход для гидрожидкости в левую полость гидроусилителя. Корпус гидроусилителя сместится влево, и это приведет к отклонению управляющей поверхности.

Как только корпус гидроусилителя достигнет той позиции, в которую пилот переместил сервоклапан, проход в полости будет перекрыт и движение гидроусилителя вместе с управляющей поверхностью прекратится. Несжимаемая гидрожидкость будет заперта в полостях гидроусилителя, и будет удерживать руль в неподвижном состоянии, пока пилот снова не переместит сервоклапан.

Поскольку аэродинамические нагрузки на рулях не в состоянии переместить рычаги управления в кабине, то такая схема подключения называется необратимой.

При необратимой системе управления ощущения аэродинамической нагрузки на рычагах управления создаются искусственно, чтобы удержать пилота от непреднамеренного создания больших перегрузок. На рисунке схематично показано устройство, чувствительное к скоростному напору ( V2 / 2 или “Q”).

Полное давление поступает в одну полость камеры, а статическое – в другую. Разность давлений, равная скоростному напору, деформирует диафрагму между полостями. Движение диафрагмы регулирует «командное» давление гидрожидкости, которое противодействует отклонению рычага управления пропорционально квадрату приборной скорости. В такой же пропорции растут усилия на рычаге управления при ручном управлении.

Дополнительно создаётся усилие, возрастающее по мере отклонения рычага управления от нейтрали – имитация возрастания шарнирного момента руля по мере увеличения его отклонения.

Балансировочный груз.

Балансировочный груз - это груз, прикреплённый к рулю впереди оси вращения. Большинство рулей имеют балансировочные грузы. Они устанавливаются для предотвращения флаттера руля.

Флаттер руля – это колебания, которые могут произойти из-за изгиба и скручивания конструкции под нагрузкой. Если центр тяжести руля будет сзади оси вращения, то силы инерции вызовут колебания руля вокруг оси вращения. Колебания могут стать расходящимися и привести к разрушению конструкции. Подробное рассмотрение флаттера будет в главе «Ограничения».

Флаттер можно предотвратить, добавив груз впереди оси вращения руля. Это смещает центр тяжести руля на ось, или немного вперёд оси вращения.

Таким образом, убирается момент силы инерции относительно оси и предотвращается развитие флаттера.

На рисунке показаны наиболее распространённые способы размещения балансировочного груза.

Продольное управление.

Продольное управление обычно осуществляется рулём высоты или цельноповоротным стабилизатором. Управление должно обеспечить балансировку самолёта во всём диапазоне скоростей при всех разрешённых центровках и конфигурациях и обеспечить необходимый темп изменения тангажа для маневрирования.

Реакция самолёта на отклонение руля высоты.

Представим, что самолёт летит на постоянной скорости и сбалансирован при нулевом угле отклонения руля высоты.

Если руль высоты будет отклонён вверх, то на стабилизаторе возникнет прирост силы вниз, что приведёт к увеличению угла тангажа. Когда угол атаки самолёта начнёт увеличиваться, то отрицательный прирост силы на стабилизаторе станет уменьшаться и самолёт достигнет нового положения равновесия. Самолёт будет оставаться на этом угле атаки с рулём высоты, отклонённым в выбранное положение. Если руль высоты вернуть снова в нейтральное положение, то на стабилизаторе возникнет положительный прирост силы, что приведёт к уменьшению угла атаки.

При фиксированной центровке каждому положению руля высоты соответствует определенный угол атаки.

Направление силы на стабилизаторе.

Балансировочный угол отклонения руля высоты зависит от приборной скорости и центровки самолёта. На крейсерской скорости полёта и нормальной центровке руль высоты должен быть близок к нейтральному положению. Сила на стабилизаторе будет направлена вниз, и будет давать кабрирующий момент, балансирующий пикирующий момент от крыла.

При увеличении скорости полёта потребный угол атаки уменьшается, это требует отклонения руля высоты вниз, что уменьшает отрицательную нагрузку на стабилизаторе.

И наоборот, при уменьшении скорости потребный угол атаки увеличивается, что требует отклонения руля высоты вверх.

При увеличении числа М  М крит , центр давления на крыле смещается назад, увеличивая пикирующий момент, что требует увеличения отрицательной силы на стабилизаторе.

На малой скорости, когда на крыле начинаются срывные явления, центр давления на крыле начинает двигаться вперёд. Крыло с фюзеляжем могут дать кабрирующий момент. В этом случае, для балансировки, на стабилизаторе должна быть сила направленная вверх.

Дополнительный расход руля высоты при манёвре.

При выполнении манёвра с увеличением угла тангажа угол атаки стабилизатора увеличивается из-за угловой скорости вращения самолёта (аэродинамическое демпфирование). Это означает, что требуемый угол отклонения руля высоты будет больше, чем при тех же условиях в горизонтальном полёте. Величина дополнительного расхода руля пропорциональна созданной перегрузке. Располагаемый угол отклонения руля высоты должен обеспечивать достижение предельно-допустимой перегрузки.

Наибольшее отклонение руля высоты требуется во время выравнивания самолёта на посадке в зоне экрана земной поверхности при предельно передней центровке.

Влияние обледенения на стабилизаторе.

Профиль стабилизатора обычно симметричный, поскольку в полёте на нём может возникать сила направленная как вниз, так и вверх. Угол установки стабилизатора всегда меньше, чем у крыла. Это помогает сохранить безотрывное обтекание стабилизатора при срыве потока с крыла, и этим обеспечить управляемость самолёта на сваливании. Обычно стабилизатор работает в зоне скоса потока от крыла, что уменьшает его местный угол атаки (величина отрицательного угла увеличивается). В стандартных условиях полёта стабилизатор находится на отрицательных углах атаки, создавая нисходящую силу для балансировки. Если на передней кромке стабилизатора образуется лёд, то угол сваливания стабилизатора уменьшается. Это может привести к срыву потока со стабилизатора, особенно в условиях увеличения скоса потока при выпуске закрылков. При срыве на стабилизаторе возникает пикирующий момент, который не всегда возможно парировать (особенно на малой высоте).

Поперечное управление.

Управление по крену обычно производится элеронами, интерцепторами или их комбинацией. Основной критерий поперечного управления – получение достаточной угловой скорости крена.

Во время стоянки самолёта, при нейтральном штурвале, оба элерона, как правило, отклонены немного вниз относительно задней кромки крыла («зависание элеронов»). В полёте, под действием зоны разрежения над крылом, элероны «всплывают» и становятся в один уровень с задней кромкой. Это позволяет уменьшить лобовое сопротивление самолёта.

Влияние отклонения элеронов, аэродинамическое демпфирование.

В полёте без скольжения при нейтральных элеронах подъёмные силы обоих полукрыльев одинаковы.

Если колесо штурвала повернуть влево, то левый элерон отклонится вверх, а правый – вниз. Поднятый элерон уменьшит подъёмную силу на левом полукрыле, а опущенный – увеличит её на правом полукрыле. За счёт разности подъёмных сил возникнет кренение.

Нисходящее движение полукрыла приводит к увеличению местного угла атаки. Это увеличивает подъёмную силу опускающегося крыла, противодействуя кренению. На правом полукрыле происходит обратный процесс. Данный процесс называется аэродинамическим демпфированием. Чем больше скорость вращения, тем больше демпфирование.

На рисунке показано, как влияет истинная скорость на демпфирование. Чем больше скорость, тем меньше изменение угла атаки при одинаковой угловой скорости по крену.

Разница подъёмных сил полукрыльев при отклонении элеронов зависит от приборной скорости, а аэродинамическое демпфирование зависит от истинной скорости. При наборе высоты на постоянной приборной скорости (истинная скорость растёт), демпфирование уменьшается и, следовательно, располагаемая угловая скорость крена будет возрастать.

В отличие от руля высоты, который задаёт угол атаки, отклонение элеронов задаёт угловую скорость крена, а не крен.

Влияние размаха крыльев на угловую скорость крена.

При одинаковой угловой скорости вращения окружная скорость законцовок крыла будет больше у крыла большего размаха. Поэтому демпфирование будет сильнее. При прочих равных условиях самолёт с меньшим размахом крыльев будет иметь больше располагаемую угловую скорость крена.

Вредный момент рысканья от элеронов.

Опускающийся элерон увеличивает подъёмную силу полукрыла, что увеличивает его индуктивное сопротивление. На противоположном полукрыле индуктивное сопротивление падает.

Разность сопротивлений дает момент рысканья, создающий скольжение, кренящий момент от которого противодействует созданию крена. Например, при создании крена влево возникает момент рысканья вправо, дающий момент крена от поперечной устойчивости вправо.

Уменьшение вредного момента рыскания от элеронов.

Проводка управления элеронами отклоняет поднимающийся элерон на больший угол, чем опускающийся элерон. Это увеличивает сопротивление поднимающегося элерона и уменьшает сопротивление опускающегося, что уменьшает разницу сопротивлений между полукрыльями.

Элероны Фрайза имеют асимметричную переднюю кромку. Передняя кромка поднимающегося элерона выступает за пределы нижней поверхности крыла, создавая дополнительное сопротивление. Передняя кромка опускающегося элерона остается в пределах профиля крыла, что даёт меньшее сопротивление.

В данной системе отклонение элеронов вызывает автоматическое отклонение руля направления, противодействующее вредному моменту рыскания от элеронов.

Если интерцепторы используются совместно с элеронами для управления самолётом по крену (интерцепторы-элероны), то они уменьшают вредный момент рысканья от элеронов, поскольку интерцептор-элерон поднимается на полукрыле с поднятым элероном, что приводит к благоприятному увеличению сопротивления опускающегося полукрыла.

Внутренние элероны. Реверс элеронов.

Обычно элероны расположены вблизи законцовок крыла, на максимальном плече от центра тяжести, что даёт наибольший момент крена. При этом также элерон создаёт максимальный скручивающий момент для конструкции крыла. Например, элерон, отклонённый вниз, стремится приподнять заднюю кромку крыла. Поскольку крыло имеет гибкую конструкцию, то законцовка крыла закручивается на уменьшение угла атаки. Это уменьшает эффективность элеронов. При увеличении приборной скорости закрутка крыла усиливается и может наступить момент, когда уменьшение угла атаки законцовки, от опускающегося элерона, приведёт к уменьшению суммарной подъёмной силы полукрыла. Это даст кренящий момент противоположный тому, что хочет получить пилот. Данное явление называется реверсом элеронов.

Чтобы уменьшить скручивание крыла элеронами, их размещают ближе к корню крыла. Это уменьшает эффективность элеронов, особенно на малых скоростях.

Для устранения этого недостатка на самолёте могут быть установлены две секции элеронов – внешние и внутренние. Внешние элероны включаются в работу только на малых скоростях, когда кручение крыла слабое, а внутренние элероны работают всё время, не создавая больших нагрузок на крыло. Обычно отключение внешней секции элеронов происходит при уборке закрылков.

Флапероны.

Закрылки и элероны вместе занимают заднюю кромку крыла. Для улучшения взлётно-посадочных характеристик закрылки должны быть как можно больше, а для получения хороших угловых скоростей крена элероны должны быть как можно больше. Поскольку пространство ограничено, то одно из решений – это симметрично опускать оба элерона в помощь закрылкам. Такие элероны называются флапероны или зависающие элероны. Управление по крену осуществляется дифференциальным отклонением элеронов из опущенного («зависшего») положения.

Другое решение – использовать подвижные поверхности закрылков, как по прямому назначению, так и для поперечного управления.

Использование интерцепторов для поперечного управления.

Интерцепторы-элероны могут использоваться для поперечного управления в дополнение или вместо элеронов. Интерцепторы-элероны, это панели, шарнирно прикреплённые передней кромкой к верхней поверхности крыла, которые могут подниматься и опускаться гидравлическими рулевыми приводами. Поднятый интерцептор-элерон возмущает воздушный поток над крылом и уменьшает подъёмную силу.

Для управления по крену интерцептор-элерон поднимается на полукрыле с поднятым элероном. На противоположном полукрыле интерцептор-элерон остается прижатым к поверхности. В отличие от элеронов, интерцепторы-элероны не могут увеличивать подъёмную силу. Поэтому поперечное управление с помощью интерцепторов-элеронов всегда ведёт к потере подъёмной силы. Тем не менее, интерцепторы-элероны имеют несколько преимуществ, по сравнению с элеронами:

  • отсутствует вредный момент рысканья. Поднятый интерцептор-элерон увеличивает сопротивление идущего вниз полукрыла, что создаёт момент рысканья в сторону создаваемого крена.

  • уменьшается скручивающий момент крыла. Точка приложения аэродинамической силы, возникающей при отклонении интерцептора-элерона, (в сравнении с элероном) находится ближе к передней кромке, что уменьшает крутку крыла.

  • на трансзвуковых скоростях эффективность интерцепторов-элеронов не уменьшается при возникновении волнового срыва потока.

  • интерцепторы-элероны не входят во флаттер.

  • интерцепторы-элероны не занимают заднюю кромку, которая может быть использована для закрылков.

Совместное использование элеронов и интерцепторов-элеронов.

Использование одних только интерцепторов-элеронов для поперечного управления встречается редко. Чаще всего они используются совместно с элеронами. Использование одних только элеронов не позволяет получить требуемые угловые скорости крена на малых скоростях, а на больших скоростях они могут быть причиной чрезмерной крутки крыла и теряют эффективность при образовании волнового срыва потока над крылом. Интерцепторы-элероны используются для повышения располагаемой угловой скорости крена, при этом они могут использоваться не во всём диапазоне скоростей. На некоторых самолётах интерцепторы-элероны используются в управлении по крену только на малых скоростях (при выпущенных закрылках).

Движение рычага поперечного управления в кабине передаётся на распределительное устройство, которое поднимает интерцептор-элерон на полукрыле с поднятым элероном и оставляет в прижатом положении интерцептор-элерон на полукрыле в опущенным элероном.

Аэродинамические тормоза.

Аэродинамические тормоза – это устройства, увеличивающие сопротивление самолёта, когда требуется быстрое уменьшение скорости или быстрое снижение. Быстрое торможение может потребоваться при попадании в зону турбулентности на высокой скорости, чтобы установить рекомендуемую скорость для полёта в условиях болтанки как можно быстрее. Быстрое снижение может потребоваться для выполнения требований службы управления воздушным движением, и, особенно, для аварийного снижения.

Типы аэродинамических тормозов.

В идеале, аэродинамические тормоза должны повышать сопротивление самолёта, не уменьшая подъёмной силы и не создавая моментов по тангажу. Лучше всего данным требованиям соответствуют тормозные щитки, расположенные на фюзеляже.

Тем не менее, поскольку интерцепторы-элероны увеличивают сопротивление, их удобно использовать в качестве аэродинамических тормозов. При выполнении этой функции интерцепторы-элероны управляются отдельным рычагом в кабине и выпускаются симметрично.

Интерцепторы-элероны в функции аэродинамических тормозов, как правило, разрешается использовать вплоть до VMO / MMO, хотя возможно ограничение величины их выпуска на больших скоростях. Выпущенные в качестве тормозов, интерцепторы-элероны продолжают участвовать в поперечном управлении самолётом, отклоняясь асимметрично относительно выпущенного положения.

Пример изображен на рисунке. Сначала интерцепторы-элероны выпущены для торможения, а затем начато создание крена влево. При этом интерцептор-элерон на полукрыле с поднятым элероном остался в поднятом положении или поднялся ещё выше, в зависимости от степени выпуска тормозов и отклонения рычага управления по крену. А интерцептор-элерон на полукрыле с опущенным элероном приспустился или убрался полностью (в зависимости от тех же факторов).

Влияние аэродинамических тормозов на наивыгоднейшую скорость.

Лобовое сопротивление, создаваемое аэродинамическими тормозами является профильным, поэтому оно не только увеличивает общее сопротивление, но и уменьшает наивыгоднейшую скорость. Это улучшает устойчивость по скорости при полёте на малых скоростях.

Тормозные интерцепторы.

Во время пробега после посадки в торможении самолёта участвуют сила лобового сопротивления, тяга двигателя на реверсе и сила торможения колёс.

Эффективность торможения колёс зависит от сил реакции опор шасси, которые определяются разностью между силой тяжести и подъёмной силой. Подъёмная сила может быть уменьшена подъёмом интерцепторов на полный угол отклонения.

При этом одновременно увеличивается сила сцепления колёс с покрытием ВПП и лобовое сопротивление, что уменьшает длину пробега. На многих самолётах, при торможении на земле используются дополнительные секции интерцепторов (тормозные интерцепторы), которые не работают в полёте. Тормозные интерцепторы отключаются из работы, когда датчики на шасси индицируют положение самолёта «в воздухе».

Путевое управление.

Путевое управление самолётом осуществляется с помощью руля направления. Также руль направления требуется, для:

  • сохранения путевой управляемости самолёта при асимметрии тяги;

  • устранения бокового смещения при боковом ветре на взлёте и посадке;

  • устранения вредного момента рысканья элеронов;

  • вывода самолёта из штопора;

  • компенсации крутящего момента винта на одномоторных винтовых самолётах.

Влияние отклонения руля направления.

Если руль направления отклонить влево, это вызовет рыскание (поворот носа самолёта) влево. Соответственно возникнет скольжение с правой стороны, которое будет вызывать на киле боковую силу, стремящуюся развернуть нос вправо. По мере увеличения угла скольжения эта сила будет увеличиваться, пока не сбалансирует боковую силу от руля направления. Далее самолёт будет сохранять возникший угол скольжения, пока руль направления не будет перемещён в новое положение. Если руль направления вернуть в нейтральное положение, то самолёт вернётся к первоначальному состоянию с нулевым скольжением. Таким образом, каждому положению руля направления соответствует свой угол скольжения.

Срыв потока с киля.

Угол скольжения является углом атаки для киля. Так же, как и любая другая поверхность, киль имеет свой критический угол возникновения срыва потока. Если руль направления отклонён для противодействия возникшему скольжению (в сторону скольжения), то критический угол скольжения уменьшается (аналогично влиянию закрылка на критический угол атаки крыла).

Угол срыва потока с аэродинамической поверхности зависит от её удлинения.

Угол срыва потока с киля может быть увеличен путём уменьшения его удлинения, чего добиваются установкой надфюзеляжного гребня (форкиля).

Полёт с несимметричной тягой.

При отказе одного из двигателей на двухдвигательном самолёте, тяга работающего двигателя создаёт момент рысканья. Этот момент должен быть компенсирован отклонением руля направления. Поскольку сила, возникающая на руле, пропорциональна квадрату скорости, то существует минимальная скорость, на которой эффективность руля направления достаточна для компенсации момента от двигателя. Это минимальная скорость управления самолётом -VMC (minimum control speed).

Ограничитель угла отклонения руля направления.

При прямой механической системе управления полному отклонению педали соответствует полное отклонение руля направления. При полёте на малых скоростях могут потребоваться большие углы отклонения руля направления, но если лётчик непреднамеренно полностью отклонит руль направления на большой скорости, то конструкция самолёта получит чрезмерную нагрузку. Чтобы избежать такой ситуации в систему путевого управления включают устройство, ограничивающее угол отклонения руля направления, соответствующий полному отклонению педали.

Данное ограничение может вводиться ступенчато, на определённой скорости, или плавно пропорционально приборной скорости полёта.

Перекрёстные связи.

Обычно отклонение руля должно создавать управляющий момент относительно определённой оси самолёта, но при этом возможно возникновение момента относительно другой оси. Данные перекрёстные связи обычно возникают у моментов крена и рыскания.

Момент рыскания при создании крена.

Кренящий момент обычно создаётся отклонением элеронов. Как уже было рассмотрено, при этом создаётся вредный момент рыскания из-за разности лобовых сопротивлений полукрыльев. Индуктивное сопротивление повышается на полукрыле с опущенным элероном (поднимающееся вверх), самолёт начинает скользить на опускающееся полукрыло и момент поперечной устойчивости начинает препятствовать созданию крена.

Кренящий момент при движении рыскания.

Когда самолёт вращается относительно нормальной оси влево, то правое полукрыло имеет большую скорость, чем левое и, поэтому, создаёт большую подъёмную силу. Разница подъёмных сил создаёт кренящий момент влево. Этот момент называется спиральным моментом крена.

Когда руль направления отклонён влево (для отклонения носа самолёта влево), то на киле создаётся боковая сила, направленная вправо. Поскольку центр давления киля находится выше центра тяжести, то создаётся кренящий момент вправо. Обычно этот момент очень мал, но при высоком киле он может создавать неблагоприятное кренение. Для устранения этого эффекта может использоваться взаимосвязь системы управления рулём направления и элеронами, автоматически отклоняющая элероны, для противодействия кренению, возникающему при отклонении руля направления.

Триммирование.

Самолёт стриммирован, когда он сохраняет высоту и скорость полёта при нулевых усилиях на рычагах управления. Если для балансировки требуется отклонение управляющей поверхности, то для её удержания в заданном положении пилоту необходимо прикладывать усилие к рычагу управления. Затем это усилие можно уменьшить до нуля, используя механизм триммирования.

Потребность в триммировании усилий по тангажу возникает при:

  • изменении скорости;

  • изменении тяги двигателей;

  • перемещении центра тяжести.

Триммирование по рысканию требуется при:

Потребность в триммировании по крену возникает реже и бывает связана с асимметрией самолёта или боковым перемещением центра тяжести.

Методы триммирования.

Основные методы триммирования:

  • отклонение аэродинамического триммера;

  • отклонение управляемого стабилизатора;

  • смещение пружины;

  • смещение центра тяжести;

  • смещение нуля в механизме триммерного эффекта (при бустерном управлении).

Аэродинамический триммер – это маленькая отклоняемая поверхность, расположенная на задней кромке управляющей поверхности. Её отклонение производится с помощью колеса или нажимного электрического выключателя, расположенного в пилотской кабине и отклоняемого в сторону противоположную давящему усилию на рычаге управления.

Чтобы удерживать управляющую поверхность в отклонённом положении, триммер отклоняется в противоположную сторону до тех пор, пока шарнирный момент триммера не уравновесит шарнирный момент управляющей поверхности.

На рисунке показано, что момент (f x D) от триммера противодействует моменту (F x d) от управляющей поверхности. Когда эти моменты сравняются, поверхность будет находиться в состоянии равновесия и усилия на рычаге управления будут равны нулю.

Отклонение триммера немного уменьшает силу, возникающую на управляющей поверхности.

Совместно с управляемыми триммерами могут устанавливаться неуправляемые в полёте триммеры. Они регулируются на земле для компенсации асимметрии самолёта и обычно устанавливаются на элеронах и руле направления. Принцип их работы такой же, как у управляемых триммеров

Данная система триммирования может использоваться, как при ручном, так и при бустерном управлении. Для триммирования самолёта меняется угол наклона стабилизатора до тех пор, пока сила на стабилизаторе не станет равной силе, которая до этого была на руле высоты. В процессе перекладки стабилизатора отклонение руля высоты плавно уменьшается практически до нуля, чем обеспечивается сохранение балансировки самолёта. По окончании триммирования усилие на рычаге управления станет равным нулю.

Основные преимущества такого вида триммирования:

  • меньше лобовое сопротивление в стриммированном положении, поскольку отклонение руля высоты близко к нулю;

  • триммирование не уменьшает располагаемый ход руля высоты, поскольку руль высоты практически не отклоняется при триммировании;

  • данный вид триммирования очень эффективный и позволяет триммировать самолёт в большем диапазоне центровок и скоростей;

Основным недостатком системы является её сложность и большой вес по сравнению с обычной системой триммирования.

Требуемое положение стабилизатора для взлёта зависит от положения центра тяжести и указывается в руководстве по лётной эксплуатации самолёта. Очень важно соблюдать правильную установку стабилизатора перед взлётом, поскольку чрезмерная установка стабилизатора на кабрирование может привести к резкому подъёму носа самолёта и удару хвостом о ВПП, а установка на пикирование – к очень большим тянущим усилиям на штурвале при создании взлётного положения и, как следствие, к увеличению взлётной дистанции.

На рисунке показано, как триммирование самолёта аэродинамическим триммером уменьшает располагаемый запас хода руля высоты.

При передней центровке и/или на малой скорости для балансировки самолёта требуется отклонение руля высоты вверх (штурвал на себя). Так если руль высоты имеет запас хода 10, то в данном случае запас хода руля на кабрирование уменьшается до 5.

Если триммирование выполнять стабилизатором, то запас хода руля не уменьшиться.

В данной системе триммирования усилие с рычага управления снимают путём регулирования натяжения пружины. Аэродинамический триммер не требуется.

При балансировке и триммировании самолёта с помощью отклонения аэродинамических поверхностей лобовое сопротивление самолёта повышается. Потребные балансировочные отклонения органов управления могут быть уменьшены при смещении центра тяжести самолёта. Таким образом, уменьшается сопротивление самолёта и увеличивается дальность полёта. Обычно перемещение центра тяжести осуществляется перекачкой топлива между топливными баками в носовой и хвостовой части фюзеляжа.

Если в системе управления установлены необратимые гидроусилители, то шарнирный момент от управляющих поверхностей на рычаги управления не передаётся. В этом случае, усилия на рычагах создаются искусственно механизмами загрузки, чтобы пилот мог по усилию ощущать, насколько отклонена управляющая поверхность. В данных механизмах есть функция триммерного эффекта, позволяющая изменять положение проводки управления, соответствующее нулевым усилиям на рычаге.

Сводная таблица. Механизмы уменьшения усилий на рычагах управления.

Тип

Чем вызывается отклонение

Сторона отклонения относительно рулевой поверхности

Влияние на усилия на рычаге управления

Влияние на эффективность управления

Сервокомпенсатор

Рулевой поверхностью

Противоположная

Уменьшает

Уменьшает

Антисервокомпенсатор

Рулевой поверхностью

В ту же сторону

Увеличивает

Увеличивает

Серворуль

Пилотом через проводку управления

Противоположная

Уменьшает

Уменьшает

Пружинный сервокомпенсатор

Пилотом через проводку управления (на больших скоростях)

Противоположная (на больших скоростях)

Уменьшает (на больших скоростях)

Уменьшает (на больших скоростях)

Аэродинамический триммер

Системой управления триммером

Противоположная

Уменьшает до нуля

Уменьшает

studfiles.net

аэродинамический руль - патент РФ 2593178

Изобретение относится к средствам управления полетом летательных аппаратов. Аэродинамический руль состоит из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения. Переднее и заднее звенья выполнены поворотными относительно одной общей оси, которая расположена на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев. Изобретение направлено на уменьшение суммарного шарнирного момента руля, уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Рисунки к патенту РФ 2593178

Изобретение относится к области авиационной техники и в частности к средствам управления полетом летательных аппаратов.

Для управления полетом летательных аппаратов наиболее широко используются аэродинамические рули, выполненные в виде поворотной хвостовой части обтекаемой поверхности. Основными характеристиками аэродинамического руля являются: эффективность и шарнирный момент, возникающий при отклонении руля на необходимый угол. Эффективность аэродинамического руля определяется максимальной величиной управляющей силы, создаваемой рулем. Величина шарнирного момента, возникающего при повороте аэродинамического руля, определяет необходимую мощность привода руля и вес механизма его отклонения. По этой причине при разработках аэродинамических рулей стремятся к уменьшению их шарнирных моментов.

Известен аэродинамический руль, выполненный в виде одной поворотной секции, расположенной в хвостовой части аэродинамической поверхности (см. Энциклопедия Авиация, М., Большая Российская Энциклопедия, 1994, стр. 490). Поворот руля относительно его оси приводит к изменению внешней формы аэродинамической поверхности и созданию управляющей силы.

Основным недостатком такого аэродинамического руля является его невысокая эффективность, не позволяющая при необходимости создавать большие управляющие силы. Необходимость высокой эффективности аэродинамических рулей в большинстве случаев возникает на вертикальных оперениях самолетов с двигателями, симметрично расположенными на консолях крыльев. При несимметричном отказе одного или нескольких двигателей на консолях крыльев для безопасного завершения полета необходима очень высокая эффективность руля направления для компенсации возникающего большого момента рыскания.

Известен двухзвенный руль направления, выполненный в виде двух поворотных звеньев с близкими размерами хорд, расположенных друг за другом и поворачиваемых относительно своих осей с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно не отклоненного положения (см. патент РФ № 2492109, фиг. 7, МПК В64С, 2008 г.).

Двухзвенные рули обладают наибольшей аэродинамической эффективностью и используются на ряде отечественных самолетов: Ан-72, Ан-74, Ан-70 (см., например, О.В. Флоринский «Практическая аэродинамика самолета Ан-74», Киев, изд-во «АэроХобби», 2007 г., стр. 11-12), а также на многих зарубежных самолетах, например на Боинг-7478Р (см., например, Boeing 747SP Roll-Out, Flight № 3454, 1974 г.), на военно-транспортных самолетах США: С-16; С-17, на Бразильском грузопассажирском самолете СВА-123 «Вектор» (см., например, Interavia Air Letter, 1986, 9/IX № 11080 p. 7-8).

Основными недостатками двухзвенных рулей направления являются большой суммарный шарнирный момент, приводящий к необходимости использования мощных силовых приводов, большой вес и сложность конструкции.

По техническим признакам двухзвенный руль, выполненный в виде переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена, наиболее близок к предлагаемому изобретению и является его прототипом.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения являются уменьшение суммарного шарнирного момента руля, приводящего к уменьшению мощности силового привода и снижению веса механизма поворота руля.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что аэродинамический руль, состоящий из переднего и заднего поворотных звеньев с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена, выполнен с одной общей осью поворота для переднего и заднего звеньев. Общая ось поворота переднего и заднего звеньев располагается на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев.

На фиг. 1 представлен профиль сечения предлагаемого аэродинамического руля при максимально отклоненном и не отклоненном положениях.

Предлагаемый аэродинамический руль устанавливается в хвостовой части аэродинамической поверхности и состоит из переднего звена 1 и заднего звена 2, расположенных друг за другом и поворачивающихся относительно общей оси 3 (фиг. 1). На режимах полета, не требующих больших отклонений и эффективности руля, например на крейсерском полете, оба звена могут отклоняться на одинаковые, относительно небольшие углы (находясь в одной плоскости). При необходимости достижения максимального увеличения эффективности руля, например на взлетно-посадочных и аварийных режимах, звенья руля должны отклоняться до максимальных углов. При этом, максимальный угол отклонения 1 переднего звена 1 должен быть меньше максимального угла отклонения 2 заднего звена 2 относительно их положения при не отклоненном положении руля 4. Значения максимальных углов отклонения звеньев руля зависят от внешней формы хвостовой части аэродинамической поверхности, по которой формируется форма звеньев руля и определяются расчетным либо экспериментальным путем.

Проведенные расчетные исследования предлагаемого руля, представленного на фигуре 1, показали, что максимальная эффективность данного руля достигается при максимальном угле отклонении первого звена на угол 20° и максимальном отклонении заднего звена на угол 35°. По эффективности предлагаемый руль близок к известному двухзвенному рулю, но имеет значительно меньший шарнирный момент.

Значительное уменьшение шарнирного момента в предлагаемом руле достигается за счет того, что управляющие силы, возникающие на переднем и заднем звеньях, находятся по разные стороны от оси поворота, а создаваемые ими моменты имеют противоположные знаки и взаимно вычитаются. В результате этого суммарная величина шарнирного момента становится существенно меньшей по сравнению с обычными двухзвенными рулями, где моменты, создаваемые звеньями, складываются. Проведенные расчетные исследования показали, что высокая эффективность предлагаемого аэродинамического руля и значительное уменьшение шарнирного момента может быть достигнуто при расположении общей оси поворота переднего и заднего звеньев на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев. Следствием уменьшения суммарного шарнирного момента является уменьшение мощности силового привода и снижение веса механизма поворота руля.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Аэродинамический руль, состоящий из переднего и заднего поворотных звеньев, с максимальным углом поворота переднего звена, меньшим максимального угла поворота заднего звена относительно их не отклоненного положения, отличающийся тем, что переднее и заднее звенья выполнены поворотными относительно одной общей оси.

2. Аэродинамический руль по п. 1, отличающийся тем, что общая ось поворота переднего и заднего звеньев расположена на 25-30% хорды руля при не отклоненном положении звеньев.

www.freepatent.ru

Аэродинамическая компенсация

Рулей и элеронов

Управляемость самолета оценивается по тем усилиям, которые прикладывает летчик к рычагам управления. Величина этих усилий зависит не только от кинематической схемы системы управления, но и от величины аэродинамических моментов относительно оси вращения рулей и элеронов, возникающих при их отклонении.

Понятие о шарнирном моменте. Шарнирным называется момент аэродинамической нагрузки руля относительно его оси вра­щения:

,

где R — аэродинамическая нагрузка руля;

— расстояние ц.д. руля от оси вращения.

Рис. 7.2. Шарнирный момент

 

Шарнирные моменты всегда противодействуют отклонению руля, и поэтому вызывают усилия на командных рычагах, которые преодолеваются пилотом.

Шарнирный момент считается положительным, если он стремится отклонить руль (элерон) в положительном направлении (руль высоты – вниз, руль направления – вправо, правый элерон – вниз).

Величина Мш зависит от формы и размеров рулей (элеронов), углов их отклонения. Скорости полета и плотности окружающей среды и определяется по формуле:

Мш = m b q ,

где m — коэффициент шарнирного момента;

S — площадь руля в м;

b — средняя геометрическая хорда руля;

q = — скоростной напор в области руля в .

 

У современных скоростных самолетов, имеющих большие размеры органов управления и совершающих полет с большими скоростными напорами, шарнирные моменты велики.

Аэродинамическая компенсация рулей и элеронов служит для уменьшения усилий на командных рычагах посредством уменьше­ния шарнирного момента.

Принцип любой аэродинамической компенсации заключается в том, чтобы приблизить возникающую при отклонении руля аэродинамическую силу к оси вращения руля.

Существуют следующие виды аэродинамической компенсации:

а) осевая компенсация;

б) роговая компенсация;

в) внутренняя компенсация;

г) сервокомпенсация;

д ) триммер.

 

Осевая компенсация состоит в том, что ось вращения руля (или элерона) смещена назад так, чтобы пло­щадь, расположенная перед осью вращения, составляла 25—28% от площади руля. Компенсация создается частью руля, расположенного впереди оси вращения.

Рис.7.3. Осевая компенсация

При смещении оси вращения назад от передней кромки часть руля, находящаяся перед осью вращения (компенсатор), создает шарнирный момент обратного знака. Это приведет к уменьшению суммарного шарнирного момента (рис. 7.3,а). Если ось вращения совместить с центром давления руля, то шарнирный момент станет равным нулю – руль будет полностью скомпенсирован. При дальнейшем смещении оси вращения руля назад появится шарнирный момент обратного знака. Это неблагоприятное явление называется перекомпенсацией руля. В практике самолетостроения перекомпенсация не допускается, т.к. приводит к появлению обратных усилий на рычагах управления.

Осевая компенсация широко распространена из-за простоты конструктивного выполнения и хороших аэродинамических характеристик.

Рис.7.3. Роговая компенсация
Роговая компенсация состоит в том, что перед осью вра-щения создают дополнительную площадь – рог, аэродинамическая нагрузка которого дает компенсирующий момент. Аэродинамическая сила, возникающая на роговом компенсаторе, создает шарнирный момент, противоположный по знаку шарнирному моменту от основного руля, и тем самым уменьшает результирующий шарнирный момент.

 

На современных самолетах роговая компенсация применяется сравнительно редко, т.к. создает неравномерный эффект компенсации вдоль размаха руля и при больших углах отклонения руля приводит к отрыву потока от его поверхности, вызывающему тряску.

Внутренняя компенсация, широко применяемая на элеронах, осуществляется при помощи мягкой герметической перегородки (диафрагмы). Шарнирный момент уменьшается благодаря моменту сил, действующих на компенсатор, расположенный в полости с узкими щелями внутри оперения (крыла).

 

Рис. 7.4. Внутренняя компенсация

 

Верхняя часть полости герметически отделена от нижней гибкой диафрагмой. Компенсатор воздушным потоком не обтекается, а находится под действием разности давлений, возникающих в полости при отклонении руля (элерона). Преимущество внутренней компенсации заключается в том, что компенсатор не вносит никаких возмущений в поток, что особенно важно при больших числах М.

Недостатком такой компенсации является ограничение диапазона отклонения органов управления, в особенности, при тонком профиле оперения (крыла).

Сервокомпенсатор – это дополнительный руль, кинематически связанный с основным рулем и неподвижной частью оперения . При отклонении руля в одну сторону сервокомпенсатор отклоняется в противоположную, вследствие чего на сервокомпенсатор действуют аэродинамические силы, уменьшающие шарнирный момент руля.

Аэродинамическая компенсация, если она правильно подобрана, уменьшает шарнирный момент, но не сводит его к нулю.

При продолжительном полете на каком-либо режиме целесообразно шарнирный момент свести к нулю. Для этой цели применяются триммеры.

Триммер – вспомогательная рулевая поверхность, которая устанавливается в задней части руля или элерона, не связанная кинематически с отклонением руля. Летчик управляет триммером непосредственно из кабины. Основное назначение триммера – балансировка самолета.

Рис. 7.5. Сервокомпенсатор Рис. 7.6.Триммер

Для получения нулевого шарнирного момента триммер отклоняется на соответствующий угол, противоположный по знаку углу отклонения основного руля.

Уменьшить шарнирный момент руля высоты можно также отклонением (перестановкой) подвижного (переставного) стабилизатора.

Переставной стабилизатор, устанавливаемый в полете на некоторый угол атаки, позволяет при длительных полетах на определенном режиме уменьшить необходимые углы отклонения рулей высоты. Это в значительной мере снижает усилия, прикладываемые летчиком к ручке управления.

При больших скоростях полета на величину шарнирного момента значительное влияние оказывает сжимаемость воздуха.

При переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым происходит существенное увеличение как шарнирных моментов, так и усилий на рычагах управления. Управление самолетом без соответствующих устройств в системе управления становится невозможным.

Устройства, воспринимающие резко возросшие усилия на рычагах управления, называются гидроусилителямиили бустерами. При наличии гидроусилителя – вспомогательного механизма, управляющего рулями, летчик управляет уже только этим механизмом, что гораздо легче. Чем управлять рулями.

На больших самолетах гидроусилители являются в настоящее время единственным средством, обеспечивающим приемлемые усилия на рычагах управления.

 

 

Рис. 7.7. Виды аэродинамической компенсации

 

 

Рис. 6.13. Сервокомпенсатор
Вопросы для повторения

1. Что называется статической управляемостью?

2. Что называется динамической управляемостью?

3. При большой или малой степени управляемости самолета “строг” в управляемости?

4. Что понимается под степенью управляемости?

5. Что обеспечивает продольная управляемость самолета?

6. Что называется продольной управляемостью?

7. Почему при отклонении элеронов происходит разворот самолета в сторону крена?

8. Что необходимо чтобы при развороте самолета не возникал крен?

9. Когда и зачем применяется дифференциальное отклонение элеронов?

10. Что понимается под дифференциальным отклонением элеронов?

11. Перечислите особенности управляемости скоростных самолетов.

12. Что называется равенством элеронов?

13. Для чего применяется аэродинамическая компенсация рулей и элеронов?

14. Что называется управляемостью самолета?

15. Как количественно можно охарактеризовать управляемость?

 

Похожие статьи:

poznayka.org


Смотрите также