Стабилизирующие и управляющие поверхности

Лекция 13

Тема 3. Стабилизирующие и управляющие поверхности

3.1. Типы стабилизирующих и управляющих поверхностей

         Стабилизирующие и управляющие поверхности служат для выполнения полета на заданных режимах и осуществление маневра путем изменения аэродинамических сил и моментов относительно центра масс ЛА. Они подразделяются на следующие органы:

         обеспечивающие устойчивость и управляемость в продольном движении ЛА;

         обеспечивающие устойчивость и управляемость в боком движении самолета.

 Органы, обеспечивающие устойчивость и управляемость в продольном движении самолета

         К таким органам относятся подвижный стабилизатор с рулем высоты, неподвижный стабилизатор с рулем высоты, управляемый стабилизатор (без рулей), дифференциальный стабилизатор, элевоны и другие устройства.

Рекомендуемые материалы

         Подвижный стабилизатор с изменяемым углом установки в полете используется для балансировки самолета на всех режимах полета, а рули используются для управления самолетом.

         Неподвижный стабилизатор (с рулем высоты), угол установки которого фиксируется на самолете при его изготовлении, остается постоянным в полете. В этом случае на основных режимах полета угол отклонения РВ не равен нулю, что приводит к увеличению силы лобового сопротивления самолета с полетом при не отклоненном руле.

         Управляемый стабилизатор представляет собой целиком отклоняющиеся в полете ГО под действием системы управления и обеспечивает балансировку самолета и его управление. Управляемый стабилизатор используется главным образом на сверхзвуковых самолетах.

         Дифференциальный стабилизатор состоит из двух половин, которые могут отклоняться в полете либо в одну, либо в другую сторону. При отклонении их в одну сторону они выполняют функцию органа управления, обеспечивающего устойчивость и управляемость в продольном движении ЛА, а при отклонении в противоположные - функцию органа, обеспечивающего устойчивость и управляемость в боковом движении.

         Элевоны - органы управления и балансировки самолета, расположенные вдоль задней кромки крыла. При отклонении элевонов в одну сторону, как на правой, так и на левой половинах крыла элевоны выполняют функцию органов обеспечения устойчивости и управляемости в продольном движении самолета; при отклонении элевонов в разные стороны - функцию органов обеспечения устойчивости и управляемости в боковом движении (органы управления креном). При разделении элевонов на секции возможно использование отдельных секций только в качестве органов управления тангажом или только для управления креном.

         Переднее ГО (ПГО) - орган устойчивости и управляемости самолета в продольном движении. ПГО применяется на самолетах схемы "утка". Путем подбора площади и формы ПГО в плане, выбора наивыгоднейшей высоты размещения относительно хорды крыла и положения перед крылом в продольном направлении можно обеспечить более высокое аэродинамическое качество самолета на всех заданных режимах полета.

Органы, обеспечивающие устойчивость и управляемость в боковом движении самолета

         К таким органам относятся элероны и интерцепторы, элевоны, дифференциальный стабилизатор, киль, руль направления.

         Элероны, интерцепторы относятся к органам поперечного управления самолетом. Элероны представляют собой подвижные части крыла, отклоняемые одновременно в противоположные стороны - вверх и вниз. За положительный угол отклонения элерона принимается угол, при котором задняя кромка элерона отклонена вниз. Интерцептор - поверхность, расположенная обычно на верхней поверхности крыла, которое служит для управления самолетом по крену. Эта поверхность выполняется в форме пластины относительно небольшой высоты, выступающей за поверхность крыла при ее выдвижении или отклонении. Интерцепторы размещаются вдоль размаха крыла и могут убираться внутрь крыла заподлицо с его поверхностью.

         Киль, руль направления.

         Киль - часть ВО, которая используется для обеспечения устойчивости в боковом движении самолета, а при целиком поворотном варианте выполнения - и для управления самолетом в боковом движении.

         Подвижная часть ВО - руль направления - используется в качестве органа управления самолетом по рысканию.

3.2. Геометрические характеристики органов управления

3.2.1. Геометрические характеристики органов управления расположенных на крыле

         При определении геометрических характеристик рулевых поверхностей на крыле находят как геометрические параметры самих рулевых поверхностей, так и параметры, определяющие их привязку к крылу.

         Геометрические характеристики руля (элерона, элевона, фланерона и др.) определяются теми же величинами, что и для крыла: определяющими форму РП на виде сверху - удлинением, сужением и стреловидностью - и определяющими форму профиля - координатами верхней и нижней дужек, относительной толщиной, вогнутостью, координатами максимальных толщины и вогнутости, радиусом закругления носка. Эти параметры определяются так же, как и для крыла.

         К геометрическим характеристикам, определяющим привязку РП к крылу, относят:

         относительную площадь руля  =S_p/S;

         относительные размах    и хорду руля, измеряемые по перпендикуляру к оси вращения   ;

         относительные площади руля осью вращения ;

         угол стреловидности оси вращения руля;

         размеры и форму щелей между крылом и рулевой поверхностью;

         предельные углы отклонения рулевых поверхностей.

3.2.2. Геометрические характеристики органов управления оперения

         Геометрические параметры рулевых поверхностей на оперении те же, что и рулевых поверхностей на крыле.

3.3. Аэродинамические характеристики органов управления

         По принципу действия органы управления могут быть аэродинамическими и газодинамическими. Рассмотрим лишь аэродинамические органы управления.

         Принцип изменения  аэродинамической силы на крыле или оперении при использовании органа управления может быть разным. Но, пожалуй, более распространенным и оптимальным является принцип, основанный на изменении формы профиля крыла, на котором установлен руль, чаще всего за счет изменения кривизны. При этом эффект в управлении достигается вследствие изменения нормальной к поверхности аэродинамической силы.

         Все РП могут быть разделены на три основные типа:

- несущая поверхность - руль на этой схеме работает при создании управляющих сил и моментов элероны, элевоны, флапероны, рули направления и высоты;

- цельноповоротная несущая поверхность, которая создает управляющие силы и моменты за счет изменения угла между хордой поверхности и соответствующей характерной осью самолета (цельноповоротный стабилизатор, киль и крыло);

- управляющее воздействие достигается изменением структуры потока ( интерцепторы, спойлеры, тормозные щитки, гасители подъемной силы и др.).

         При отклонении рулевой поверхности, также вводится понятие аэродинамического фокуса, то есть точки, в которой приложен прирост аэродинамической силы при малых изменениях угла отклонения рулевой поверхности.

         С точки зрения изменения аэродинамической нагрузки и положения фокуса по отклонению руля первого типа весь диапазон режимов полета самолета можно разделить на три поддиапазона: дозвуковой, закритический дозвуковой, сверхзвуковой.

         В дозвуковом диапазоне, при отклонении органа управления вниз, сверху несущей поверхности за счет эжектирующего действия разрежения, возникающего на верхней поверхности руля, давление уменьшается, на нижней – за счет подтормаживания потока давленияе увеличивается. При таком обтекании, вся комбинация «несущая поверхность – руль» участвует в создании управляющей аэродинамической силы, а эффективность руля достаточна высока.

Рис.3.1

         Второй поддиапазон скоростей характерен наличием скачком уплотнения над поверхностью.

         Скачок уплотнения область над несущей поверхностью разбивает на две части: сверхзвуковую и дозвуковую за ним. Аэродинамическая нагрузка при отклонении руля меняется только на руле и на части несущей поверхности, расположенной за скачком.

Рис. 3.2

При М>М_кр отклонение руля возмущает поток только в пространстве около руля и только он один играет роль в управляющей силы.

         В связи с эти возникла необходимость применения цельноповоротной НП, с помощью которого управляющая сила создается всей поверхностью руля на всех режимах полета и его эффективность значительно выше, чем первой комбинации.

         Что касается третьего типа управляющей поверхности, то основной эффект достигается в торможении потока перед ней, и реализацией срыва за ней (например - интерцептор).

Рис. 3.3

         Кроме того, за счет подтормаживания потока отклоненным интерцептором часть воздуха будет перетекать на нижнюю поверхность (навстречу основному потоку), увеличивая разрежение на нижней поверхности. В целом суммарная подъемная сила уменьшается – этот эффект используется для управления.

3.4. Шарнирные моменты рулей и способы их уменьшения

Определение: шарнирным называется момент, создаваемый аэродинамическими силами относительно оси поворота руля при его отклонении.

         Физическая природа возникновения шарнирного момента показана на рис. 3.4.

Рис. 3.4.

         Величины   шарнирного момента и его коэффициента определяются выражениями

М_ш=R_aa,                                                                  (3.1)

         Для   горизонтального оперения эти величины зависят  при прочих  равных условиях от угла атаки горизонтального оперения, а в случае наличия руля высоты и от угла его отклонения. При  не больших  углах a_го и d_р коэффициент m_ш является линейной функцией, которая обычно  представляется в виде

,                                                                                (3.2)

 где             .

         Данная зависимость представлена на рис.3.5.

Рис.3.5.

        

Шарнирные моменты передаются от руля на органы управления и усилия на них могут достигать значительных величин   при больших углах a_го и d_р  или  при больших  числах М полета.

         Это требует принятия мер для уменьшения шарнирных моментов или применения в системе управления  гидроусилителей (бустеров)

         Для уменьшения величины шарнирных моментов используются  следующие способы:

- осевая аэродинамическая компенсация (рис.3.6);

- триммер (рис.3.7);

- сервокомпенсатор (рис.3.7);

- внутренняя компенсация (рис.3.8).

Рис.3.6

       Рис.3.7

Рис.3.8.

Вместе с этой лекцией читают "1 Краткие сведения об истории вакцинации".

Рис. 3.9

При работе всех этих видов компенсации на руле создается момент,  по знаку противоположный шарнирному.