Оперение самолета Назначение и состав оперения. Требования предъявляемые

Оперение самолета Назначение и состав оперения. Требования предъявляемые к оперению. Форма и расположение оперения. Нагрузки действующие на оперение. Конструкция оперения.

Назначение оперения. Оперением самолета называются несущие поверхности самолета, предназначенные для обеспечения продольной ( отн оси OZ) и путевой ( отн оси OY) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Балансировкой самолета называется уравновешивание моментов всех сил, действующих на самолет, относительно его центра тяжести. Устойчивость есть способность самолета возвращаться к заданному режиму полета после прекращения действия сил, вызвавших отклонение самолета от этого режима. Управляемостью самолета называется его способность отвечать на отклонения рулей соответствующими перемещениями в пространстве или, как обычно выражаются летчики «ходить за ручкой».

Назначение и состав оперения. Самолет нормальной (классической) схемы и схемы «утка» имеет горизонтальное и вертикальное оперение. горизонтальное оперение предназначено для обеспечения продольной ( отн оси OZ) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. вертикальное оперение предназначено для обеспечения путевой ( отн оси OY) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Относительная масса оперения m оп. / m кр. = 0,015.0,025

Затенение оперения

Горизонтальное оперение У самолетов дозвуковых ГО обычно состоит из неподвижного или ограниченно подвижного стабилизатора и подвижного руля высоты На самолетах со сверхзвуковой скоростью полета из-за недостаточной эффективности РВ при полете на сверхзвуковой скорости применяют цельноповоротное ВО (ЦПГО) без РВ. 8 –форкиль, 7 - килевой гребень.

На тяжелых самолетах поворотом стабилизатора обычно осуществляют балансировку ЛА и снимают усилия с рычагов управления, а РВ используют для управления продольным движением.

Причина перехода на цельноповоротное горизонтальное оперение При превышении в полете скорости звука возрастает статическая устойчивость и соответственно ухудшается управляемость самолета из-за смещения назад фокуса. Парировать это явление и обеспечить высокие маневренные возможности сверхзвуковых самолетов можно, повышая эффективность их органов управления относительно оси Z. Однако при полете со сверхзвуковой скоростью (М> 1) эффективность РВ снижается, так как из-за скачка уплотнения на носке руля (рис. 5.2, б) изменения давления при отклонении руля не распространяются на все ГО, как это имеет место при полете на дозвуковой скорости (см. рис. 5.2, а). Переход на ЦПГО позволяет резко увеличить эффективность ГО, особенно на сверхзвуковых скоростях.

Дифференциально управляемый стабилизатор цельноповоротное горизонтальное оперение может использоваться для поперечного управления самолета, т.е. его консоли отклоняются совместно при продольном управлении и дифференциально при управлении креном.

ПГО На самолетах построенных по схеме «утка» или триплан используется для управления относительно оси oz используют ПГО, состоящее из дестабилизатора и подвижной части - руля высоты, либо цельноповоротное ПГО.

Вертикальное оперение Вертикальное оперение предназначено для обеспечения путевой ( отн оси OY) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Обычно оно состоит из неподвижного киля и подвижного руля направления. На самолетах, совершающих полеты на больших сверхзвуковых скоростях и больших высотах, применяют цельноповоротное вертикальное оперение.

Вертикальное оперение Из-за снижения эффективности РН при сверхзвуковом полете применяется цельноповоротное ВО. Для повышения эффективности ВО применяются подфюзеляжные кили 7, включающие в работу фюзеляж в районе ВО, что снижает влияние на путевую устойчивость затенения ВО крылом и фюзеляжем на больших углах атаки. Повышает эффективность ВО и форкиль 8.

Двухкилевое вертикальное оперение Для обеспечения необходимой степени путевой устойчивости и управляемости сверхзвукового самолета используют двухкилевое вертикальное оперение

Для обеспечения необходимой степени путевой устойчивости и управляемости дозвукового самолета, уменьшения влияния вертикального оперения на характеристики поперечной устойчивости, уменьшения крутящего момента фюзеляжа, уменьшения массы оперения используют двух и трехкилевые схемы. При расположении ВО на концах стабилизатора повышается эффективность ГО (ВО работает как концевые шайбы).

ВО на крыле У самолетов без ГО или выполненных по схеме «утка» ВО может устанавливаться на крыле, что уменьшает затенение оперения крылом и фюзеляжем даже на очень больших углах атаки. Beech 2000 Starship I

V - образное оперение V – образное оперение представляет собой аэродинамические поверхности установленные под углом 45-60 град. К плоскости симметрии ЛА. Такое оперение одновременно выполняет функции и ГО и ВО.

ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОРГАНОВ УIIРАВЛЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОРГАНОВ УIIРАВЛЕНИЯ - способность органов управления создавать при своём отклонении управляющий момент относительно соответствующей оси координат. Э. о. у. равны приращениям коэфициентов моментов при полном отклонении органов управления от их нейтрального положения Ат zxy - соответственно макс. приращения коэф. моментов тангажа, крена и рыскания. Часто Э. о. у. характеризуют коэффициентами эффективности органов управления, равными частной производной коэф. момента данного органа по углу его отклонения dm zxy / d дельта в.э.н. Э. о. у и коэффициенты являются одними из основных параметров, определяющих характеристики управляемости ЛА

Эффективность оперения Эффективность оперения (помимо скорости и высоты полета) зависит также от площади оперения, его внешних форм, расположения на самолете, от жесткости самого оперения и частей, к которым оно крепится. Компоновка оперения на самолете и конструктивные параметры должны обеспечивать достаточную эффективность его на всех режимах полета, включая взлет и посадку.

Требования предъявляемые к оперению. Обеспечение необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета, Минимальная масса оперения, Как можно меньшие потери аэродинамического качества на балансировку самолета, Недопущение опасных колебаний оперения типа флаттер или бафтинг.

Форма и расположение оперения.

Форма и расположение оперения. В зоне спутной струи, особенно за крылом, имеют место большие скосы потока и значительно меньшие скорости потока, что уменьшает эффективность оперения в такой зоне. ГО выносят вверх или вниз, либо вперед – схема «утка», либо применением схемы «летающее крыло» или «бесхвостка» вообще без ГО.

Т – образное оперение При этой схеме увеличивается плечо L го от ЦМ самолета до ЦД ГО, что позволяет уменьшить S го и его массу m го. ГО аналогично концевой шайбе для ВО, увеличивая его эффективное удлинение.

ГО впереди крыла Схема позволяет получить выигрыш за счет уменьшения площади крыла и его массы, т.к. при балансировке Y кр. складывается с Y го. Недостатки: затенение крыла; большие потребные Суа на Взл.Пос. режимах (при выпущенной механизации крыла); большие потери на балансировку (из-за меньшего плеча L го. Saab SK37E Viggen

Трипланная схема Чтобы компенсировать недостатки переднего ГО, на Взл. Пос. режимах, применяют трипланную схему. Хвостовое ГО позволяет создавать необходимые кабрирующие моменты на Взл. Пос. режимах, парирующие пикирующие моменты от механизации крыла. Переднее ГО делают «плавающим» на дозвуковых скоростях и управляемым на сверхзвуке.

Чтобы ГО не затеняло ВО, его располагают позади ВО. Разнесенное ВО предпочтительнее единого ВО: нет его затенения фюзеляжем на больших углах атаки; крутящий момент меньше чем на одном ВО; улучшается поперечная устойчивость самолета.

Разнесенное ВО Расположение ВО на концах ГО увеличивает эффективное удлинение ГО. Эффективность разнесенного ВО при обдуве его струей от винтов двигателей возрастает. Разнесенное ВО не мешает обзору и стрельбе в заднюю полусферу.

Нагрузки действующие на оперение По характеру работы оперение является такой же несущей поверхностью как и крыло. На оперение в полете действуют нагрузки от аэродинамических и массовых сил. Нагрузки от массовых сил сравнительно невелики и в расчете на прочность ими пренебрегают. Нагрузки от аэродинамических сил разделяют на уравновешивающие и маневренные.

Уравновешивающие нагрузки Уравновешивающие нагрузки, необходимые для балансировки самолета на заданном режиме полета, определяются для горизонтального оперения из условия равенства моментов относительно поперечной оси OZ. В горизонтальном полете равнодействующая сил ГО Pэур. г.о., приложенная в центре давления оперения, должна создавать относительно центра тяжести самолета момент, равный по величине и обратный моменту крыла. При расчете ГО на прочность выбирается наибольшая Pэур.г.о. , определенная для всех расчетных случаев крыла. Pэур.г.о. может быть определена из:

Маневренные нагрузки При отклонении РВ в процессе выполнения маневра на ГО возникает дополнительная нагрузка – маневренная. Под ее воздействием самолет начинает вращаться с угловым ускорением. Маневренная нагрузка пропорциональна величине скоростного напора и площади ГО. Величина расчетной маневренной нагрузки Yр ман. = Yэ ман.f определяется нормами прочности.

Нагрузка при полете в неспокойном воздухе Расчетную нагрузку при полете в неспокойном воздухе Yр б. = Yэ б.f можно определить: Yэ б. = Yур+ Yб Где Yб – приращение нагрузки на ГО от порыва ветра: Yб = 0,04 dCy / d альфа го. V мах W S го. W = 10…20 м/с

Нагрузки ВО Нагрузки ВО определяются аналогично нагрузкам ГО. Особый случай нагружения –при остановке одного из двигателей(возникает момент М у ). Сила на ВО при этом: Р во = М у / L во

Конструкция ГО

THE END