Учебник Житомирский (553622), страница 34

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 34)

Расположение на близком расстоянии узлов навески 3 (см. рис. 4.12) с тягами приводов управления и сосредоточенного выносного груза поз- воляет рациональнее использовать материал в Р~, этоЙ зоне, требующей большой жесткости на ддл кручение, Силы Й~; и Р„будут нагружать усн- Х~ ленные нервюры крыла и раздаваться ими на д стенки лонжеронов н обшивку (см. подразд. ~7 2.7.5». Выше были рассмотрены Вопросы, связанные с назначением и конструкцией подвижных частей крыла. Характерной особенностью развития современного самолетостроения является все большее и большее объедине. нне различных подвижных частей крыла в единую многофункциональную систему, используемую почти на всех режимах полета, где одни и те же подвижные части применяются для решения разных задач.

Так например, элерон-закрылок (флайперон) применяется как элерон для поперечного управления самолетом, а как закрылок — для увеличения подъемной силы крыла на взлете и посадке; гасители подъемной силы применяюгся как для резкого уменьшения подъемной силы крыла при заходе на посадку (при изменении глиссады планирования) и при пробеге самолета, так и для торможения самолета (увеличения его сопротивления), Далее только злероиа, имея в виду сказанное в подразд 4 42. как интерцепторы они применяются для поперечного управления; система закрылок-предкрылок применяется для повышения маневренных возможнастей самолета, а концевой предкрылок повышает поперечную устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки и т.

д, И все-таки постоянно растущие требования улучшения характеристик самолетов, особенно маневренных, для которых рабочие режимы полета изменяются в широких пределах, не могут уже быть полностью удовлетворены традиционными средствами механизации крыла. Это объясняется тем, что традиционные средства механизации обслуживают, как правило, не все крыло; их отклонение нарушает непрерыВность (ГладкОсть) ПОВерхнОсти крыла; скорости ОтклО- нения (быстрОдейстВие) сраВнитЕЛьнО нЕВелики; функции каждОГО из СредстВ механизации ограничены, но при этом каждое средство механизации требует своей системы управления, источников энергии и т.

д. Круг решаемых средствами механизации задач ограничен (нельзя изменить в полете„например, геометрическую крутку крыла„перераспределить нагрузку на крыло, сдвинув ЦД крыла ближе к его корню„недостаточное быстродействие не позволяет эффективно парировать воздействие порывов ветра, получать максимальное аэродинамическое качества, увеличивать перегрузку при выполнении маневра и т. д.). Применение адаптивного крыла с меняющейся с большой скоростью кривизной профиля крыла вдоль по всему его размаху, в принципе, позволяет устранить недостатки традиционных средств механизации. На рнс. 4.16 в качестве примера показано адаптивное крыло [31~, имеющее мощный кессон, односекционный отклоняемый носок и отклоняемые секции хвостоВой части. Обшивка крыла Выполнена из стеклопластика.

НЯ рис, 4.16, й показано положение сечений крыла: 1 — для увеличения подъемной силы; 2— для активного перераспределения нагрузок на крыле. В последнем случае на концах крылЯ хвостоВые еГО части мОГут быть, например, отклонены вверх для уменьшения подъемной силы, а у корня крыла— вниз для увеличения подъемной силы (рис. 4.16, б), В результате положение ЦД крыла, как это видно на этом рисунке, определявшееся расстоянием от корня крыла а (см. рис. 4.16, б), смещается к корню крыла (а' а), и величина изгибающего момента М в корневом сечении уменьшается. Рнс, 4.16.

Адаптнвное крыло н элементы его конструкции Это позволяет увеличивать перегрузку на маневре без увеличения М. Ассиметричное отклонение хвостовых частей на обеих половинах крыла позволяет осуществлять поперечное управление самолетом, На рис. 4.16, в показан рычажный механизм как один из возможных вариантов для отклонения хвостовой части крыла. Здесь — система рычагов, связанных кулисными механизмами, тягами и качалками с силовыми элементами, подкрепляющими обшивку.

Вращательный привод через кулисы приводит в действие рычажный механизм и систему качалок и тяг, связанных с силовыми элементами хвостовой части крыла и обшивкой, отклоняя нх вверх илн вниз и меняя тем самым кривизну крыла. Система управления кривизной профиля автоматизирована и связана с автоматизированной бортовой системой управления (АБСУ). Наибольшие трудности в создании адаптивного крыла представляют: гибкая обшивка, панели которой должны позволять изменять кривизну без изменения длины контура поверхности; размещение рычажных (и других) механизмов в тонком носке и хвостовой части крыла; обеспечение плавности изменения кривизны профиля крыла вдоль по размаху; обеспечение высокого быстродействия; сопряжение системы управления кривизной профиля с режимами полета. Однако возможный выигрыш в характеристиках и эффективности самолетов при реализации адаптивного крыла заставляет искать пути его дальнейшей разработки.

1. На эскизах крыльеа дозвукового пассажирского и сверхзвукового маневренного самолетов н дополнительных сечениях изобразите все подвижные части крыла в убранном и в отклоненных положениях. 2. Определите назначение н объясните конструкцию каждой нз подвижных частей крыла. Сделайте эскизы с сечениями, поясняющими конструкцию этих частей, а также конструкцию узлов их навески н управления. 3 Объясните физические основы изменения несущей способности крыла при отклонении подвижных частей крыла в рабочее положение. 4.

Дайте сравнительную оценку по степени увеличения с„5 различным средствам механизации крыла 5, Понятие о М . Средства, позволяющие уменьшить значение М . Сделайте эскизы„ поясняюшне конструкцию этих средств, конструкцию узлов нх навескн н управления. 6. Объясните назначение, конструкцию, иагружение н работу под нагрузкой органов управления, конструкцию узлов нх нааески и управления. 7. Охарактеризуйте энергетические средства увеличения подъемной силы крыла. 8. Как Вы представляете себе адаптивное крыло, его возможности по перераспределению нагрузок на крыло н изменению его иесушей способности, объясните суть проблем прн изготовлении адаптивного крыла, ГЛАВА $ ОПЕРЕНИЕ ф $.3. НАЗНАЧЕНИЮ ОПЕРЕНИЯ И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ 5.1.1.

Назначение и составные частн оперения. Оперение — это несущие поверхности„являющиеся органами устойчивости н управляемости самолета. Оно состоит нз горизонтального и вертикального оперения. Г о р и з о н т а л ь н о е о и е р е н и е (ГО) предназначено для обеспечения продольной, а верти кал ьное онеренне (ВО) — путевой устойчивости и управляемости самолета. Эти задачи решаются образованием на оперении переменных по величине н направлению аэродинамических сил, необходимых для обеспечения заданных режимов полета. На рнс. 5.1,а оперения нормальной и Т-образной схем, состоящие из неподвижного 1 нли переставного 6 (с изменяемым в полете углом установки) стабилизатора с рулями высоты (РВ) 2 и неподвижного киля 3 с рулем направления (РН) 4.

Зги схемы оперения характерны для большинства современных самолетов с дозвуковой скоростью полета . На самолетах со сверхзвуковой скоростью полета из-за недостаточной эффективности РВ при полете на сверхзвуковой скорости применяют цел ьнопово ротное гор изонтал ьное опе ренне (ЦПГО) 6 без РВ (рис. 5.1, в). При превышении в полете скорости звука возрастает статическая устойчивость и, соответственно, ухудшается управляемость самолета из-за смещения назад фокуса.

Для парирования этого явления и обеспечения высоких маневренных возможностей сверхзвуковым самолетам надо повышать эффективность органов управления относительно оси Х. Однако при полете со сверхзвуковой скоростью (М 1) эффективность РВ снижается, так как из-за скачка уплотнения на носке руля (рис.

5.2„6) изменения давления при отклонении руля не распространяются на все ГО„как это имеет место при полете на дозвуковой скорости (рис. 5.2, а) . Переход на ЦП ГО позволяет резко увеличить эффективность ГО, особенно иа сверхзвуковых скоростях (эффективность оперения определяется величиной приращения его подъемной силы при изменении угла атаки на один градус). Значите~1ьно реже по той же причине (из=за снижения эффективности РН при сверхзвуковом полете) применяется цельноповоротное ВО, так как остающейся эффективности РН в большинстве случае еще достаточно для обеспечения нормальной управляемости самолетом.

Для повышения эффективности ВО применяются подфюзеляжные кили 7 (см. рис. 5.1, в), включающие в работу фюзеляж в районе ВО. Примеиение таких килей снижает влияние на путевую устойчивость затенения ВО крылом и фюзеляжем на больших углах атаки. Повышает эффективность ВО н форкиль 8 (см. рнс. 5.1„в). Относительная масса оперения ш„0,015...0,025, а Показаны на рнс. !.4. Рис. 5.!. Схемы оперении: а — кормальиея," б-т-образная; я — с цПГО Рис. о 2 Картина обтекания ГО: ау — м ."=1, 6 — м:»! Рис б 3. Аэродинамические схемы самолета с различным расположением ГО Рис 5А Схема сил, действующих на самолет прн разном располо- жении ГО 5.1.2.

Характеристики

Список файлов книги