Учебник Житомирский (553622), страница 32
Текст из файла (страница 32)
Для предкрылка принимают с„=с„, крыла на расчетном режиме 117~. Р а б о т а и о д н а г р у з к о й силовых элементов механизации (щитков„ закрылков и др.~ аналогична работе под нагрузкой одноименных силовых элементов крыла. 11е ре да ч а н а г ру зо к со щитков (закрылков~ на узлы их крепления определяется характером этих узлов (характером опор и их числом). Так, для рассмотренного выше в подразд. 4,3.1 щитка с фиксированной осью вращения (см.
рис. 4.3, а, в) нагрузка от его лонжерона будет передаваться через петли 4 щитка срезом шомпола на петли на лонжероне (стенке) крыла. Гягитандеры 7, также являющиеся опорами щитка, будут работать на сжатие н передавать свою нагрузку через опоры 5 тяги управления 8 на силовые нервюры крыла. Для выдвижного щитка опорами являются ролики кареток и тяги управления. Ролики кареток через узлы крепления монорельсов передают нагрузку от щитка на усиленные нервюры и далее на стенки лонжеронов крыла .и обшивку. Нагрузка от тяг управления передается на те силовые элементы крыла, к которым крепятся силовые приводы Для закрылков в зависимости от числа н характера опор — узлов крепления закрылка и тяг (механизмов) управления определяются опорные Реакции и строятся энюры (~, М и М„, по величине которых подбираются сечения.
Передача сил реакции в узлах на конструкцию крыла аналогична рассмотреннОй Выше для щитка. 4.3.6. Энергетические методы механизации крыла (ЭСМ~~~ предназначены »л» у»й»»ле»»» по»»ем»ой е»»ой крыл»»» реж»м»к»влет»»»ое»»к»»л» улумкомвнлм нв отклонение прелкрмлков н ввкрмлков в ввтомвтвенроввннон режиме ~~пГрнвленнн ~~мо~~~ом выда1отся автоматизированной бортовой системой управлений (АБСУ) " ЭСМ вЂ” зкергетнческие средства механизанин !42 шелия ВПХ самолега за счет энергии силовой установки.
На рис. 4.11 представлены методы управления пограничным слоем (УПС), различные комбинированные методы и система управления циркуляцией (СУ1ц крыла У правлен не лог ра н и ч ны м слоем предназначено для обеспечения безотрывного обтекания крыла при больших углах атаки за счет более значительного увеличения энергии пограничного слоя, чем это получается при использовании закрылков и предкрылков. Практически это стало возможным при вводе в эксплуатацию турбореактивных двигателей (ТРД), позволяющих отбирать необходимое для УПС количество воздуха без существенных потерь тяги. Этот воздух с большой скоростью тонкой струей выдувается через продольную щель в районе носка крыла и носка закрылка (зОны наиболее ~Ероя~~О~О о~рыва Потока) ПО касательной к их поверхности.
Эффективность УПС тем больше, чем больше давление воздуха в подводящих к щелям каналах и чем больше скорость его истечения. Это повышает значение импульса струи и значение с„,,„, которое может достигать 4...5. На рис. 4 11 показан выдув на закрылок в системе с УПС. УПС путем его отсоса вовнутрь крыла через перфорированные отверстия в обшивке крыла применяется значительно реже из-за трудностей его реализации. Комбинированные методы увеличения подъемной силы крыла с по м о щью ЭСМ основаны на внешней н внутренней обдувках закрылков струей от 'ГРД, на отклонении вниз струи от винтов с помощью закрылков и создании тем самым реактивной силы, направленной вверх, на повышении несущей способности крыла с помощью струйного закрылка (рис.
4.11, 6~. факторами, которые повышают подъемную силу крыла при использовании этих методов, являются: предотвращение срыва потока при больших углах Рис 4 11 Энергетические методы механнзацни хрыяа отклонения закрылков за счет энергии Воздуха от силовой установки; увеличение эффективной скорости обдувкн крыла; поворот вектора тяги; явление суперциркуляции (распространение влияния потока, обдувающего закрылок, на всю поверхность крыла»; эффект Коэнда — «прилипанием струи к обдуваемой криволинейной поверхности (в этом случае используется и поворот вектора тяги двигателя и явление суперциркуляции»; перераспределение скоростей и давлений на поверхности крыла и возникновение вертикальной составляющей От импульса Вытекающей струи (струЙныЙ закрылок».
На рис. 4.11, в, показаны сечения крыла 1 с СУЦ, позволяющей получать большие значения с„, „(до семи и больше) * без средств обычной механизации крыла, ио имеющей большое значение с, на крейсерском режиме полета из-за выступающей за обводы хвостовой части крыла камеры высокого давления 3. На рис. 4 11, г показана хвостовая часть суперкритнческого профиля с СУЦ, который имеет хорошие аэродинамические характеристики на крейсерском режиме и высокие значения с„, на режиме посадки. Концепция крыла с СУЦ реализуется с помощью тангеициального выдува Воздуха, отбираемого от двигателя, через щель 2 иад скруглюиной поверхностью задней кромки. Использование суперкритического профиля 1 с большой относительной толщиной (14...17 %) позволяет вписать в него камеру давления 3, а затупленный носок — обойтись без предкрылка при полете на больших углах атаки.
Скругленная задняя кромка (всего в два раза более толстая, чем на обычном прОфилю) со щелью над нюй для ВыдуВаемОГО ВОзду хэ позволяет получить поверхность Коанда 4 (см. рис. 4.11, 8» в тех случаях, когда для увеличения подъемной силы используют и поворот вектора тяги, и явление суперциркуляции 124]. 4.3.7. К средствам, прммюияющимся для улучшюиия обтекания крыла, и, тем самым, повышающим его несущие свойства, относятся также аэродинамическая н геометрическая крутки крыла, разделители потока в аиде аэродинамических гребней на крыле, наплывов, турбулизаторов и др.
Их задача— отодвинуть на большие углы атаки начало концевого срыва на крыле (особенно иа стреловидном». А э р О д и н а и и ч е с к а я к р у т к а — установка на концах крыла более несущих профилей. Геометр ичес ка я крутка — уменьшение углов установки концевых профилей. Аэродинамические гребни и наплывы (запилы нлн, иначе, местные клювы — см. рис. 2 8» препятствуют перетеканию пограничного слоя вдоль размаха и более раннему наступлению концевого срыва, особенно опасного при несимметричном наступлении срыва, так как ёри этом возникают большие моменты М, которые трудно парировать.
$ 4.4. ЭЛЕРОНЫ 4.4.1. Назначение элеронов. Злероны — подви жные части крыла, расположенные у задней кромки крыла на его концах и отклоняемые одновременно в противоположные стороны (один элерон — вверх, другой элерон— вниз) для создания крена. Они предназначены для управления самолетом ОтносительнО югО прОдОльной Оси Х. Тйкн«®ийч~нйя ~ „,п,,„м0жн0 по~учй~й ир~ йи~ч«ник ко~ффийй«и~~ ймпу~~~й ~~ду~й~мой струи с„~ 0,35. 0,4, достйгаемого прн высоком давлении воздуха в кемере 3 и большой скоростн его нетечення через профндированнув щель 2 1341.
Т р е б о в а и и я к э л е р о н а м, кроме общих для всех агрегатов самолета требований, включают обеспечение эффективного управления на всех режимах полета самолета, предусмотренных ТТТ. Удовлетворение этого основного требования достигается: исключением заклинивания элеронов при изгибе крыла в полете; весовой балансировкой элеронов; уменьшением шарнирных моментов; уменьшением дополнительных сопротивлений в отклоненном и убранном положениях; уменьшением момента рыскания при отклонении элеронов и др. Эффективность элеронов зависит от относительных размеров хорды элероиов Ь = Ь /Ь, относительного размаха элероиов 1 = 1,„/1 и углов отклонения элерона о,„, Значения этих параметров находятся в пределах Ь„~-О,25... ..
0,30; 1 =0,20...0,40; отклонения о элеронов вверх 25, вниз 15...25 . При отклонении элерона вниз увеличивается угол атаки крыла, что при полете на больших углах атаки может привести к срыву потока с данной половины крыла и к обратной управляемости. Поэтому углы отклонения элерона вниз Ограничивают (делают отклонение элеронов вверх больше, чем вниз, т. е. дифференциальным». Большего отклонения элеронов вверх требуют и большая, как правило, кривизна верхней поверхности крыла и возникающая разность в сопротивлении крыльев при одинаковом отклонении элеронов вверх и вниз, приводящая к появлению разворачивающего момента М„нежелэемого знака (к скольжению самолета вместо разворота).
С увеличением площади крыла, занятой механизацией, а также с появлением интерцепторов размеры элеронов стали уменьшаться. Так, относительная площадь элеронов 5 =3 /5 уменьшается с 8...9 до 3...4 %, а значение 1„— с 0,4 до 0,2. Стремление улучшить БПХ на легких маневренных самолетах приводит к появлению «зависающих элероновъ с профилированной щелью перед элероном — фяайаеронов, работающих как в элероииом режиме, так и В режиме закрылков. Для уменьшения вероятности возникновения обратной управляемости по крену — реверса элеронов (см. $ 10.4» — стали применять внешние и внутренние элероны (см. рнс. 4.1) и интерцепторы.
Причем внешние элероны применяют только иа взлетно. посадочных режимах — на небольших скоростях полета, а внутренние, расположенные в более жесткой части крыла, используются в течение всего полета. интерцепторы нз-за эффекта запаздывания в изменении подъемной силы при их отклонении (срыв потока наступает не сразу» используются совместно с элеронами„чтобы повысить эффективность поперечного управления. Однако стремление механизировать (особенно на маневренных скоростных самолетах) всю заднюю кромку крыла приводит к тому, что вмето элеропов совместно с интерцепторами используются дифференциально отклоняемые половины стабилизатора.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
