Выбор формы и параметров органов управления на оперении

Лекция 3

Выбор параметров органов управления, расположенных на оперении - рули высоты и направления, осуществляется уже на начальной стадии проектирования, так как от этого зависят многие другие этапы проработки проекта. В частности, эффективность руля высоты, зависящая от его пара­метров, определяет предельную переднюю центровку и выбор параметров горизонтального оперения.

Предельно передняя центровка характеризует максимальную устойчивость самолета и определяется возможностью сбалансировать самолет на необходимых значениях С_у при предельно возможных отклонениях руля высоты.

Предельно задняя центровка определяет минимально допустимый запас устойчивости , при котором возможные возмущающие воздействия на самолет не приводят к недопустимо большим изменениям угла атаки. Обычно = - 0,05...-0,10, т.е. ц.м. находится перед фокусом на расстоянии 5... 10 % САХ.

Выбор параметров органов управления на ранней стадии про­ектирования необходим также для определения их шарнирных мо­ментов и потребных скоростей отклонения, которые являются важ­нейшими исходными данными для проектирования системы управ­ления.

При выборе параметров органов управления (, , ) следует учитывать, что с увеличе­нием относительных размеров руля шарнирный момент его возра­стает быстрее, чем эффективность.

При дозвуковых скоростях эффективность руля возрастает пропорционально , а шарнирный момент — пропорционально .

При дозвуковых скоростях коэффициенты эффективности рулей определяются выражениями

. и При сверхзвуковых скоро­стях эффективность рулей существенно снижается и выражения для этих коэффициентов приобретают вид и .

С ростом относительной площади руля вследствие возрастания на нем воздушной нагрузки и шарнирного момента быстро растут усилия, передаваемые с руля на неподвижную часть оперения. Для восприятия этих возрастаю­щих усилий необходимо усиливать конструкцию неподвижных частей оперения (стабилизатора и киля), а это приводит к быстрому увеличению их массы. Поэтому при выборе параметров оперения и относительной площади рулей необходимо сравнить, что целесо­образнее в весовом отношении: некоторое увеличение площади оперения или увеличение площади руля, т. е. необходимо выби­рать оптимальные значения .

При проектировании рулей стремятся выполнить условие по­стоянства относительной хорды руля по размаху оперения, так как в противном случае, во-первых, заметно возрастает коэффициент шарнирного момента, а, во-вторых, полки заднего лонжерона неподвижной части оперения (стабили­затора или киля), к которой крепится руль, получаются с перемен­ными закрученными малками, усложняющими производство.

Для нескоростных самолетов оптимальные относительные пло­щади рулей обычно лежат в пределах

= 0,3…0,4; = 0,35... 0,45.

Для современных скоростных (околозвуковых) самолетов оп­тимальные значения относительных площадей рулей несколько меньше и лежат в пределах = 0,2... 0,3.

Важным вопросом проектирования органов управления явля­ется выбор степени их осевой компенсации .

На небольших нескоростных самолетах с безбустерными си­стемами управления обычно

= 0,20...0,25 выбирается из условия обеспечения не­обходимых характеристик маневренности и упра­вляемости по усилиям, а также с учетом того факта, что при 0,28 наступает перекомпенсация (рис.1,а)

Применение необрати­мых, а иногда и обратимых бустерных систем управления обеспечивает возможность уменьшения степени осе­вой аэродинамической компенсации рулей до так называемой «конструктивной» (рис.1,б). Это заметно снижает сопротивление щели между неподвижной частью оперения и рулем (особенно при сверхзвуковых скоростях) и ликвидирует сопротивление выступающей в поток при больших углах отклонения передней части руля с большой степенью осевой компенсации.

Прирост коэффициентов подъемной силы горизонтального опе­рения при отклонении руля высоты и коэффициента боковой силы вертикального оперения при отклонении руля направления по мере увеличения углов отклонения постепенно замедляется, а за­тем падает при появлении срывов потока. Одновременно сильно возрастают шарнирный момент и сопротивление. Поэтому макси­мальные отклонения рулей ограничиваются. Так, для руля направ­ления эти углы не превышают обычно

= ±20...±25°.

 

Определяющими режимами для выбора максимальных значений потребных углов отклонения руля направления являются взлет при одностороннем отказе двигателя и боковом ветре с той же сто­роны, а также посадка с несимметричной тягой при боковом ветре, т. е. те же режимы, что и для выбора площади вертикального опе­рения или.

Углы отклонения руля высоты вверх (отрицательные по пра­вилу знаков) и вниз (положительные), как правило, делаются неодинаковыми.

 

1-концевое сечение ( 8⁰); 2-корневое сечение (

3-«ложка»; А, В – срыв потока.

Рис. 1 Рис. 2

Отрицательные углы отклонения (на кабрирова­ние) делаются существенно больше положительных (на пикирова­ние), так как для обеспечения балансировки на больших углах атаки (при полете на малых скоростях или при создании поло­жительной перегрузки во время выполнения маневров) руль вы­соты должен создавать значительно большие моменты на кабри­рование, чем на пикирование. Поэтому максимальные углы отк­лонения руля высоты вверх обычно лежат в пределах = —25...30°, а вниз — в пределах = +15...+20°.

Для современных самолетов со стреловидными и треугольными крыльями имеет место появление на углах атаки порядка 12...15° зоны продольной статической неустойчивости по перегрузке, вызывае­мой возникновением концевых срывов на крыле и неблагоприят­ным изменением скоса потока в зоне горизонтального оперения (рис. 2).

Эти срывы и связанная с ними продольная статическая не­устойчивость, как правило, возникают при значениях углов ата­ки, меньших критического _крит. Однако превышение значений углов атаки, при которых наступает продольная статическая не­устойчивость, приводит к тому, что вследствие появляющегося прироста момента на кабрирование самолет начинает самопроизвольно стремиться еще больше увеличить угол атаки (так называемое явление «подхвата») и, если вовремя не вмешается летчик
(или автоматическая система ограничения углов атаки), могут быть превышены критические значения угла атаки с последующим сваливанием.
Поэтому для современных скоростных самолетов вводятся ограничения по допустимым углам атаки _доп, обеспечивающие в нормальных условиях эксплуатации самолета с заданной степенью продольной статической устойчивости. При этом вследствие того, что _доп < _крит, несущие свойства крыльев

современных самолетов использовать полностью не удается.
Если же при попадании самолета в зону с сильной атмосферной турбулентностью или вследствие ошибки летчика значения _доп будут превышены, то эффективность руля высоты должна обеспечивать возможность создания необходимого момента на пикирование для вывода самолета на безопасные углы атаки. Этот режим является определяющим для выбора максимального угла отклонения руля высоты вниз.
Определяющими режимами для выбора максимальных углов отклонения руля высоты вверх (или цельноповоротного стабилизатора — носком вниз) являются взлет и посадка с предельно передней центровкой для самолетов неманевренных и полет на больших высотах со сверхзвуковыми скоростями — для самолетов маневренных.
Обеспечение необходимой маневренности в вертикальной плоскости, определяемой диапазоном реализуемых значений коэффициента с_у, достигается как получением достаточно высоких несущих свойств крыла, так и обеспечением достаточной эффективности органа продольного управления для создания больших балансировочных моментов.
При переходе на сверхзвуковые скорости полета продольная статическая устойчивость самолета , как правило, возрастает а эффективность органов продольного управления (ру­лей высоты) значительно снижается, что и при­водит к тому, что на этих режимах полета несущие способности крыла при маневрах не всегда могут быть полностью использова­ны.

 

Поэтому, если в ТТТ к самолету предусматривается получе­ние определенной перегрузки на заданных числах М и высотах полета, то при проектировании органов продольного управления необходимо определить потребные значе­ния с_{у расп} на этих режимах, а затем определить потреб­ное значение или . Если необходимая эффективность продольного управления рулем высоты при этом не обеспечи­вается, следует применять цельноповоротный стабилизатор, который вследствие существенно более высокой эффективности обеспечивает более полное использование несущих свойств крыла и существенное повышение маневренности самолета.

При определении максимального потребного балансировочного угла отклонения руля высоты вверх не сле­дует забывать об обеспечении маневренного запаса по углам отклонения руля.

Аналогичные «маневренные» запасы по углам отклонения дол­жны быть обеспечены при выборе максимальных углов отклоне­ния руля направления и элеронов.

Для облегчения балансировки дозвуковых тяжелых самолетов на больших углах атаки (взлет—посадка) стабилизатор этих самолетов (при управлении рулем высоты) проектируется, как правило, переставным,

т. е. с переменным углом установки. Изменение углов установки стабилизатора расширяет диа­пазон центровок, сдвигая вперед предельно допустимую переднюю центровку. Угол установки стабилизатора изменяют в пределах +3... —12 °.

Выбор площади триммеров рулей (аэродинамических серво­компенсаторов) при безбустерном управлении осуществляется из условия полного снятия усилий (балансировки по усилиям) с рычагов управления на всех режимах длительного полета, включая режимы полета с несимметричной тягой и при боковом ветре.

Площадь триммеров рулей обычно лежит в пределах S_тр = (0,06...0,12)S_Р, причем большие значения характерны для тя­желых транспортных и военных самолетов с большим разносом двигателей и большим диапазоном центровок.

Углы отклонения триммеров обычно лежат в пределах _шах = = ±(8...12) °С.

Конструирование рулей

Рули имеют однолонжеронную конструкцию, чаще без промежуточных стенок и стрингеров. Аэродинамический профиль рулей симметричен, что позволяет сохранить одинаковый характер аэродинамических нагрузок при отклонении рулей в раз­ные стороны и, кроме того, обеспечивает меньшее сопротивление.

Воздушная нагрузка с обшивки передается на нервюры, упруго опертые на стенку лонжерона и обшивку. Нервюры, работая на изгиб, как балки на упругих опорах (рис.3,а), передают на­грузку Р_н на стенку лонжерона (опора D) и на обшивку (опоры А и В) в виде крутящего момента по рулю М = Р_нс, где с — рас­стояние от центра давления до стенки лонжерона. Момент воспри­нимается на контуре обшивки потоком распределенных касательных сил q_кр. Лонжерон передает нагрузки с нервюр на узлы на­вески (опоры 1, 2, 3), работая при этом на изгиб и срез (рис.3,б). Для многоопорного неразрезного руля определе­ние опорных реакций можно проводить по уравнению трех моментов, пренебрегая для проектировочного расчета упругостью опор и переменной жесткостью на изгиб лонжерона.

 

 

 

 

 

Рис. 3

Пояс лонжерона руля обычно выполняют постоянного сечения по размаху. Расчетным для пояса будет осевое усилие, определяемое как _мах,
где М — изгибающий момент в сечении; h — расстояние между центрами масс поясов.

 

Определяющим в этом выражении будет момент, так как высота меняется незначительно. Если этот момент намного превосходит моменты в других сечениях, то подобранный по нему пояс по размаху недоиспользуется, и, следовательно, в конструкцию будет заложена лишняя масса. Поэтому жела­тельно подбирать расстояние между опорами при условии, чтобы по всем сечениям .

Чтобы избежать заклинивания рулей, а также для повышения надежности системы целесообразно разделять длинные рули на ряд двухопорных секций с отдельным приводом каждой из них.

 

 

Рис. 4 Рис. 5

 

Тяга управления рулем подводится к «кабанчику» — крон­штейну, установленному на лонжероне и силовой нервюре руля.

Силовая нервюра воспринимает распределенные» усилия от крутящего момента, действующего на руль, и,

работая на изгиб в своей плоскости, передает его в виде пары сил на две опоры — узел навески руля и тягу управления, подведенную к «кабанчику» (рис.3,в). При этом Р_к = М_ш/а, где Р_к — усилие по тяге управления и на опоре навески руля М_ш М_кр — шарнирный момент руля. При проектировании узлов навески руля необходимо учитывать составляющую Р_к которую они должны воспринять одновременно с реакциями

Для руля направления чаще применяется другая система привода. Тяга управления в этом случае подводится к качалке, установленной на трубе, закрепленной на нервюре (или нервюрах) в нижней части руля и опирающейся на подпятник, закрепленный в фюзеляже (рис.4,а). Труба воспринимает от нервюры крутящий момент и передает его на привод руля, работая при этом на кручение и изгиб от силы Р_к как балка на двух опорах.

На схемах некоторых легких самолетов из компоновочных соображений отсутствует опора крепления трубы в фюзеляже (рис.4,б). В этом случае к бортовой нервюре руля приходит изгибающий момент

М = Р_кl, который будет стремиться вывер­нуть бортовую нервюру из плоскости. Чтобы этого не произошло, необходимо продлить трубу до следующей нервюры с тем, чтобы создать ею вторую опору. Тогда обе нервюры от изгиба будут на­гружаться в своей плоскости нагрузками, равными Р_кl/с, где с — расстояние между нервюрами. Заделку трубы в этом случае мо­жно осуществлять в нижней нервюре, снимая с нее на трубу кру­тящий момент, а во второй нервюре можно обойтись одним под­пятником, установленным в стенке нервюры и воспринимающим только силу.

Подобную схему применяют в некоторых схемах горизонталь­ного оперения, чтобы осуществить общий привод двух половин руля. Для этого в обе половины руля заделывают по трубе, объе­диняя их в центре фюзеляжа одной качалкой привода.

При конструировании рулей во избежание руле­вого флаттера необходимо центровать руль так, чтобы его центр масс совпадал с осью вращения. Обычно для этого приходится утяжелять носовую часть, располагая груз в носке руля (рис.5,а). При этом масса конструкции увеличится.

Чтобы избежать увеличения дополнительной массы от балан­сира, можно предусмотреть весо­вую балансировку руля в про­цессе его конструирования, доби­ваясь, чтобы центр масс лежал на его оси вращения. Такого конструктивного решения можно достичь или путем значительного облегчения хвостовой части руля, применяя в его конструкции пе­нопласт и соты (рис.6,а), или образуя замкнутый контур в виде стального носка, передающего и воспринимающего все основные нагрузки (рис.6,б), при этом основной силовой контур должен находиться впереди оси вращения.

В первом случае носок контура прорезается в месте постановки узлов навески (рис.3,г), по границам выреза устанавли­ваются усиленные нервюры, обшивка уменьшенного контура увеличивается по толщине (как показано заштрихованной пло­щадью).

 

 

Рис. 6

 

У тяжелых самолетов, имеющих большие рули, часто не увеличивают всю обшивку, а ограничиваются постановкой в зоне выреза двух косых нервюр, образующих треугольник, в котором увеличивают толщину обшивки (рис.5,в).

Во втором случае прорезать носок нельзя, так как он работает на все виды нагрузки, и требуется постановка боковых опор на крайних нервюрах руля (рис.6,в). Опоры выполняются в виде подшипника, смонтированного в нервюре стабилизатора или руля, и штыря (оси), установленного на нервюре руля (или стабилизатора) и входящего при сборке во внутреннее кольцо подшипника. Для этого руль должен быть скомпонован так, чтобы с обеих его сторон имелись нервюры стабилизатора.

При сборке руля обшивка носка формуется отдельно и крепится к лонжерону. В качестве законцовки, на которой сходятся верхний и нижний листы обшивки, используются специальные стрингеры (см. рис.4, б), повышающие жесткость конца руля.

На рис.7 приведена конструкция руля высоты стреловидного оперения с общим приводом двух половин руля.

Основными элементами руля являются лонжерон 1 швеллерной конструкции, состоящий из двух поясов из прессованных профи­лей и стенки, усиленной стойками; нервюр (в том числе нервюры 6, окантовывающие вырезы под узлы навески руля, и бортовая — усиленные); законцовочного профиля — стрингера 7; законцовки 8. Трубы 3 привода руля, вмонтированные в обе половины руля и закрепленные на двух нервюрах, шарнирный момент восприни­мают с бортовых нервюр. Трубы крепятся в качалке 4 при помощи карданного соединения, которое выполнено следующим об­разом. Вертикальные проушины труб крепятся шпильками к су­харю, входящему в горизонтальные проушины качалки, и за­крепляются к ним вертикальными болтами. Внутри сухаря за­прессованы подшипники, чтобы уменьшить трение соединения. Качалка 4 вращается относительно оси О—О на осях кронштейна 9, установленного на шпангоуте фюзеляжа (или на лонжероне киля). К свободной проушине качалки крепится тяга привода. Руль навешен на стабилизаторе на двух узлах 2, имеющих промежуточную серьгу, установленных на лонжероне руля.
На обеих половинах руля с помощью шомпольного соединения навешены триммеры 5. Такое решение привода рулей высоты чаще используется при стабилизаторе, установленном на киле, но при относительно узком фюзеляже, где не требуется слишком большой длины труб, оно также может быть применено. При нестреловидных рулях обе трубы соединяются обычной качалкой, к которой подводится тяга управления. С точки зрения надежности и живучести выгоднее, когда привод подводится отдельно к каждому рулю.

 

Рис. 7

 

Металлизация

 

Во избежание искрового разряда на борту самолета выполняется металлизация (ОСТ 1 01025-82),

т.е. соединение токопроводящими перемычками (перемычками металлизации) для выравнивания электрических потенциалов всех частей и агрегатов самолета (рис. 1,2). Накопленный заряд "стекает" в атмосферу через разрядники статического электричества, установленные на законцовках крыла и хвостового оперения, или в землю при посадке через зарядосъемники, установленные на шасси. Металлизация уменьшает помехи радиоприему и дает возможность использовать корпус самолета в качестве второго провода бортовой электросети.

 

 

 

 

1 – элементы проводки управления; 2 – перемычки металлизации; 3 – крепление перемычек

 

Рис. 1

 

 

 

1 – подкос крепления двигателя; 2 – перемычка металлизации по ОСТ 1 11303-73; 3 - 6 - крепеж

 

Рис. 2

 

Для снятия электрического заряда при пробеге, рулении и на стоянке предусмотрены съемники зарядов, установленные на стойках основных опор шасси и представляющие собой отрезок стального облуженного троса с распущенным концом, который соприкасается с поверхностью аэродрома. Съемники соединены с фюзеляжем самолета, в результате чего обеспечивается снятие с самолета электростатического заряда.

Для снятия электростатического заряда при стоянке самолета используется трос заземления, устанавливаемый на стойке шасси. Трос, длина которого 4 метра и более, обеспечивает соединение фюзеляжа самолета с землей. Для этой цели штырь заземления, которым оканчивается трос, вставляется в землю или соединяется с клеммой имеющегося на стоянке заземления.