Конструкция самолётов

 

 

8. Общая характеристика  хвостового оперения. Управляемые  стабилизаторы. Характеристики рулевых  поверхностей; весовая балансировка  и аэродинамическая компенсация рулей. Способы определения центровки самолёта: теоретический, взвешиванием.

 

Оперение—это несущие поверхности, являющиеся органами устойчивости и управляемости самолета. Оно состоит из горизонтального и вертикального оперения.

Горизонтальное оперение (ГО) предназначено для обеспечения продольной, а вертикальное оперение (ВО) — путевой устойчивости и управляемости самолета. Эти задачи решаются образованием на оперении переменных по величине и направлению аэродинамических сил, необходимых для обеспечения заданных режимов полета.

Основное требование к оперению - эффективность оперения - зависит от скоростного напора, площади оперения, его форм и расположения, жесткости оперения и жесткости опор, к которым оно крепится. Обеспечение высокой эффективности оперения для получения необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета, определяемых ТТТ к самолетам в зависимости от их назначения и условий применения, при наименьшей массе оперения является основным требованием к оперению. Выполнение этого требования достигается прежде всего выбором рациональных форм, значений параметров и расположения оперения.

 

Схемы и параметры оперения.

На рис. 3.1, а, б, показаны внешний вид оперения нормальной и Т-образной схем, состоящего из неподвижного 1 или переставного 5 (с изменяемым в полёте углом установки) стабилизатора с рулями высоты (РВ) 2 и неподвижного киля 3 с рулём направления (РН) 4. Эти схемы оперения характерны для большинства современных самолётов с дозвуковой скоростью полёта. На самолётах со сверхзвуковой скоростью полёта из-за недостаточной эффективности РВ при полёте на сверхзвуковой скорости применяют цельноповоротное горизонтальное оперение (ЦПГО) 6 без РВ (рис. 3.1, в).

Для повышения эффективности  ВО применяются подфюзеляжные кили 7 (рис. 3.1., в), включающие в работу фюзеляж в районе ВО. Применение таких килей снижает влияние на путевую устойчивость затенения ВО крылом и фюзеляжем на больших углах атаки. Повышает эффективность ВО и форкиль 8 (рис. 3.1, в).

Расположение частей оперения существенно влияет на эффективность и массу оперения. Для ГО требование о рациональном расположении частей оперения может быть удовлетворено либо выносом ГО вниз (рис. 3.2., а) или вверх от спутной струи (Т-образное оперение, рис. 3.2, б), либо расположением ГО перед крылом (схема “утка”, рис. 3.2, в), либо применением схемы “летающее крыло” или “безхвостка” вообще без ГО (рис. 3.2, г).

 

При расположении ГО впереди крыла (схема “утка”) нет его затенения. В такой  схеме можно получить выигрыш за счёт уменьшения площади крыла и его массы, так как подъёмная сила крыла Y_кр при балансировке самолёта складывается с силой Y_ур на ГО, действующей в ту же сторону, что и Y_кр, и поэтому Y_кр меньше веса самолёта (рис. 3.3). В схеме “утка” можно получить выигрыш в аэродинамическом качестве. Однако затенение крыла впереди расположенным ГО и большие погребные значения c_ya  на взлётно-посадочных режимах, а иногда и большие потери на балансировку снижают преимущества такой схемы (рис. 3.3, а) и схемы “утка” (рис. 3.3, б) при выполнении условий равновесия: S Y = 0,  S М_Z = 0.

Рис. 3.2. Аэродинамические схемы самолёта                  Рис. 3.3. Схема сил, действующих на  самолёт с различным расположением  ГО                                       при разном расположении ГО

Параметры, характеризующие  ГО и ВО как несущие поверхности, в основном те же, что и для крыла (l, c, h, ), а также площади в относительных величинах: _го=S_го/S и _рв=S_рв/S_го; _во=S_во/S и _рн=S_рн/S_во, где S — площадь крыла. Ниже приведены статистические данные по значениям этих параметров.

Для ГО: l_го = 2,0...4,5 (меньшее значение для скоростных самолетов с малым удлинением крыла, большее - для нескоростных самолётов с большим удлинением крыла); h_го = 2,0...3,5; c_го = 0...60°; _го = 4. ..10 %;  S_го =0,15...0,30; S_рв = 0,2...0,4.

Для ВО: l_во = 0,8...1,2; h_во = 2,0...3,5 (для Т-образного оперения h_во @1,0);

c_го =0...60°; _во = 4...8%; _во = 0,08...0,2; _рн =0,2...0,45.

Нагрузками на ГО являются распределенные аэродинамические и  массовые силы. Аэродинамическая нагрузка на ГО складывается из уравновешивающей нагрузки Y^Э_ур, обеспечивающей равновесие самолета при его полете с постоянной перегрузкой (рис. 3.3), маневренной нагрузки Y^Э_ман, возникающей на ГО при отклонении рулей на величину большую, чем это необходимо для уравновешивания самолета на определенном режиме, и нагрузки при полёте в неспокойном воздухе Y^Э_б как приращение нагрузки при действии порыва ветра.

Аэродинамическая нагрузка распределяется в соответствии с  результатами продувок или рекомендациями “Норм прочности”. Распределенная нагрузка по размаху стабилизатора 

q_ст=Y_стfb_ст/S_ст,          

а руля высоты

q_РВ=Y_РВfb_РВ/S_РВ

Величину расчетной  уравновешивающей нагрузки

Y^р_ур=Y^э_ур f

можно определить, используя  условие равновесия

M_zбго= M_zго,   (рис. 3.3)

где M_zбго  – момент относительно оси Z для расчетного случая без ГО.

Расчетная нагрузка при неспокойном воздухе:

Y^э_б=Y_ур+Y_б,

где Y_ур - уравновешивающая нагрузка на ГО в горизонтальном полете со скоростью V; Y_б - приращение нагрузки на ГО от порывов ветра.

Нагрузки ВО определяются аналогично нагрузкам ГО. Здесь для  самолётов с несколькими двигателями могут быть особые случаи нагружения, например, при остановке двигателей по одну сторону от плоскости симметрии самолёта. Возникающий момент М_y относительно оси Y из-за остановки двигателей парируется в основном ВО, на котором должна возникнуть сила Р_ВО = М_y/L_ВО.

Работа стабилизатора  под нагрузкой, состоящего из двух половин, и киль (рис. 3.1, а, б) представляют собой консольные балки, а неразъёмный стабилизатор – двухопорную балку с консолями (рис. 3.1, б). Они нагружены распределённой аэродинамической нагрузкой и сосредоточенными силами в узлах навески рулей.  От этой нагрузки в силовых элементах стабилизатора и киля возникает перерезывающая сила Q, изгибающий М и крутящий М_к моменты. Поэтому нагружение силовых элементов стабилизатора и киля и их работа под нагрузкой при передаче сил на опоры (узлы крепления) аналогичны нагружению и работе под нагрузкой силовых элементов крыла.

Работа оперения под нагрузкой. Конструкция и  компоновка оперения

Конструкция ГО, как было сказано выше, бывает различных конструктивных схем. Рассмотрим конструкцию ГО на примере стреловидного Т-образного оперения. Стабилизатор двухлонжеронной конструкции (рис.3.4, а), состоящий из двух стреловидных консолей, состыкованных между собой по опорным нервюрам 6 накладками 4  по переднему и заднему лонжеронам 2. Каждая консоль, кроме этого, включает: силовые нервюры 3 (по числу узлов навески РВ) и обычные нервюры, концевой обтекатель, съемный носок 1 с противо-обледенительным устройством, верхние и нижние панели 7, хвостовую часть 11 и кронштейны 10 навески РВ. Конструкция основных силовых элементов - типовая для несущих поверхностей. Опорная и силовые нервюры имеют более мощные пояса, и их стенки подкреплены стойками. Опорная нервюра связана с лонжеронами посредством фитингов и накладок. Стенки силовых нервюр 3 у заднего лонжерона подкреплены листовыми накладками 19 и имеют фитинги, к которым через пояса заднего лонжерона крепятся штампованные кронштейны навески 10 РВ.

В передней части  стабилизатора на лонжероне 2 между опорными нервюрами 6 установлены кронштейны 5 для крепления серьги управления стабилизатором 13, а на хвостовых частях нервюр 8 - кронштейны подвески карданного вала 9.

При креплении стабилизатора к  килю фитинги с проушинами 15 переднего лонжерона киля соединяются с кронштейнами 5 на опорных нервюрах 6 у передних лонжеронов консолей стабилизатора посредством серьги 13 и качалки с рычагом управления стабилизатором 14. Фитинги с проушинами 16 заднего лонжерона киля соединяются с кронштейнами-коробками 18 заднего лонжерона стабилизатора посредством болтов 17, являющихся прикреплённой к стабилизатору, обеспечивает плавный переход стабилизатора на киль.

Конструкция обычного стреловидного ВО показана на рис. 3.5, состоящего из киля и руля направления (РН). Киль стреловидный двухлонжеронный конструкции, состоящий из лонжеронов 3 и 7, бортовой 8, корневой 1 и обычных 2 нервюр, панелей 5, съёмного носка 4, концевого обтекателя 6.

Наиболее простой вариант конструктивного  выполнения узла крепления киля к  фюзеляжу показан на рис. 3.5, состоящий  из кронштейнов с проушинами на поясах лонжеронов двухлонжеронного киля и  ответных кронштейнов с проушинами на шпангоутах фюзеляжа. Здесь: на виде I и сечении Б-Б показан узел на верхней части силового шпангоута 11 и заднем лонжероне киля 7; 8 – фитинг с проушиной на лонжероне 7; 9 – болт; 10 – фитинг с проушиной на шпангоуте 11.

На рис. 3.5, в приведены достаточно распространённые (типовые) узлы крепления киля к лонжеронам. Узлы состоят из стыковых фитингов с проушинами, связывающих пояса лонжеронов 3 (7) с поясами бортовой нервюры 8, и угольников 12, связывающих, в свою очередь, стенки бортовой нервюры со стенками лонжеронов.

 

  

 

 

Рис. 3.5. Конструкция киля и узлов его крепления к  фюзеляжу

 

На рис. 3.5, г, д, показан ещё один тип стыковых узлов киля по переднему 3 и заднему 7 лонжерону. Здесь: 8 и 13 – пояса; 14 – стенки лонжеронов; 19 – стыковые фитинги с гнёздами под стыковые болты 17 по поясам и стенкам лонжеронов и шпангоутов 18; 20 – накладки; 15 – пояс корневой нервюры; 16 – крышка смотрового лючка.

Схема V-образного оперения состоит из двух симметрично расположенных несущих поверхностей, выполняющих задачи горизонтального и вертикального оперений одновременно, т.е. на каждый из них есть стабилизирующее неподвижные части и подвижные управляющие части – рули. При отклонении обоих рулей только вверх или только вниз они действуют как РВ (см. схему сил на рис. 3.6, а), а при отклонении рулей в разные стороны они действуют как РН (см. схему сил на рис. 3.6, б).

Конструкция самих несущих  поверхностей V-образного оперения и их силовых элементов определяются принимаемой КСС и в принципе не отличаются от рассматриваемых для крыла и других схем оперения.

Рис. 3.6. V-образное оперение. Схема сил на оперении при симметричном и антисимметричном отклонении рулей

 

На скоростных маневренных машинах может использоваться цельноповоротное оперение, которое зачастую имеет однолонжеронную конструкцию. В этом случае часть лонжерона или подкоса, расположенная в фюзеляже, является осью вращения и обеспечивает передачу всех сил и моментов с оперения на фюзеляж.

Различают две основные КСС поворотного узла:

- схема вала - ось вращения заделана в оперении (рис. 3.7, а);

- схема оси - ось  вращения заделана в фюзеляже (рис. 3.7, б).

 

       1

               2

 

 

Рис. 3.7. КСС цельноповоротного ГО:

1 - рычаг управления  поворотом; 2 – подшипники 

В первом случае на фюзеляж передается поперечная сила, изгибающий и крутящий моменты. Поворот  оперения осуществляют с помощью  рычага, установленного на оси или  на усиленной бортовой нервюре. Во втором случае ось вращения передает на фюзеляж поперечную силу и изгибающий момент, а крутящий момент преобразуется в усиленной нервюре в пару сил. В качестве опор оси применяются сферические или радиально-упорные подшипники.

 

Для уменьшения шарнирных моментов в системе управления элеронами (рулями) применяется аэродинамическая компенсация: осевая (рис. 3, а), внутренняя, сервокомпенсация (рис. 3, б).

 

Рис. 3. Аэродинамическая компенсация:

а -  осевая, б- сервокомпенсация.

Аэродинамическая  компенсация применяется для уменьшения шарнирных моментов в системе управления элеронами (рулями). На современных самолётах получили распространение осевая компенсация, внутренняя компенсация с мягкой диафрагмой и сервокомпенсация (рис. 3.б).

Сервокомпенсация  осуществляется за счёт различных видов сервокомпенсаторов. Сервокомпенсатор - часть поверхности элерона (руля) у задней кромки, кинематически связанная с крылом (стабилизатором, килем) тягой таким образом, что при отклонении элерона (руля) она отклоняется в противоположную сторону, уменьшая за счёт силы Y_ск и момента от этой силы шарнирный момент М_ш.

Триммер – вспомогательная рулевая поверхность, расположенная в хвостовой части элерона (руля) и предназначенная для уменьшения (снятия) усилии на рычагах управления самолетом при изменении режима полета.