Учебник Житомирский (553622), страница 35
Текст из файла (страница 35)
Основное требование к оперению — эффективность оперення— зависит от скоростного напора, площади оперения, его форм и расположения, жесткости оперения и жесткости опор, к которым оно крепится. Обесвечеиие ВысОкОЙ эффективиости оперекия длЯ получеиия кеобхОдимых характеристик устойчивости и управляемости самолета иа всех режимах полета, определяемых ТТТ к самолетам в зависимости от их иазкачекия и условий примеиеиия, при иаимеиьшей массе оперекия ЯвлЯетсЯ осковкь4м требОвакием к Опереиию. Выполнение этого требования достигается прежде всего выбором рациональных форм, значений параметров и расположения оперения. 5.1.3. Формы оперения.
На рис. 5.3 и 5.4 приведены аэродинамические (балансировочные) схемы самолета, а на рис. 1,4 — схемы оперения, различающиеся: взаимным расположением ГО и ВО; числом, формой (при виде сбоку) и распОЛОжением ВО (на фюЗеляже, на ГО или на крылЕ); фОрмой в плане и расположением ГО (позади крыла (нормальная схема), впереди крыла (схема «утка»), вообще без ГО (схемы «летающее крыло» или «бесхвостка»), впереди и позади крыла (триплан) )," видом оперения спереди (У-образное оперение) и др. Анализ этих схем с точки зрения их влияния на эффективность и массу оперения дается ниже по ходу изложения материала данной главы.
5.1А. Параметры, характеризующие ГО и ВО как несущие поверхности в основном, те же, что и для крыла (А, у, т1,с)„а также площади в относительных величинах 5 го=5 го~5 и Зрв=5рв/5 го' арво=5 во/5 и 5 ри=5 рн/5во где 5 — площадь крыла. Ниже приведены статистические данные по значениям этих параметров. а) Для ГО: Х го — 2,0...4,5 (меньшее значение для скоростных самолетов с малым удлинением крыла, большее — для нескоростных самолетов с большим удлинением крыла); т1 =2,0...3,5; уг =0..60'; с,, =4...10% (у, к~~„р, с„<-с„р, чтобы волновой нрнзнс на опереннн наступал не ранее, чей на крыле~;3„~=0,!5...0,ЗО 5 рв — — 0,2...0,4 (меньшие значения для сверхзвуковых самолетов).
б) Д ВО: А во=0,8...1 2; Ч = 2,0...3,5 (д Т-образн оперен Ч во=1,0)' Хво=0...60', сво=4 -8.4; 5 во — — 0,08" 0,2' 5ри=0,2...0,45 (большее значение 5 во и меньшее значение 5„„для сверхзвукового самолета). Влияние значений параметров частей оперения на их массовые характеристики аналогично рассмотренному выше влиянию таких же параметров на массовые характеристики крыла. Вопросы выбора рациональных форм и значений параметров оперения рассматриваются подробно в курсе «Проектирование самолета» 1271. 5.1.5. Расположение частей оперении существенно влияет на эффективность и массу оперения. В зоне спутной струи, особенно за крылом, имеют место большие скосы потока и значительно меньшие скорости потока.
Это уменьшает эффективность оперения при его попадании в такую зону. Очень опасно наличие в такой зоне большого количества вихрей, могущих вызвать вибрации частей оперения. Вот почему выбирается такое расположение частей оперения, при котором они при любом режиме полета не попадали бы в опасные зоны. Поскольку каждый вариант решения о расположении оперения связан с определенными затратами массы, то окончательное решение должно приниматься с учетом затрат массы. Для ГО требование о рациональном расположении частей оперения мОжет быть удовлетворенО либо выносОм ГО вниз (В нижнюю часть фюзеляжа, см.
рис. 5.3, а) или вверх от спутной струи (Т-образное оперение, см рис. 5.3, б), либо расположением ГО перед крылом (схема «утка», см. рис. 5.3, в), либо применением схемы «летающее крыло» или «бесхвостка» вообще без ГО (см. рис. 5.3, г). При Т-образной схеме оперения ГО вынесено вверх от зоны спутной струи.
При этой схеме увеличивается плечо Г. го от ЦМ самолета до ЦД ГО, что позволяет уменьшить 5 го и его массу ш го. В такой схеме оперения ГО играет роль концевой шайбы для ВО, увеличивая его эффективное удлинение. Это позволяет уменьшить площадь киля и снизить его массу. Выигрыш в массе оперения Лхи,„от этих мероприятий может составлять до 20...30% от ш,„, Однако конструкция оперения усложняется, а передача нагрузок, особенно несимметричных, через киль на фюзеляж ~ебует большого усиления киля и дополнительных затрат массы Лт. Иа киль (Лт„может составлять 40...50% и более от массы киля).
Эта схема получила широкое распространение на пассажирских самолетах с силовой установкой в хвостовой части фюзеляжа, хотя при такой компоновке и не всегда обеспечивается выигрыш в т,„. При расположении ГО впереди крыла (схема «утка») нет его затенения. В такой схеме можно получить выигрыш за счет уменьшения площади крыла и его массы, так как подъемная сила крыла У„, при балансировке самолета складывается с силой 1'„~ на ГО, действующей в ту же сторону, что н У,р, н поэтому г'„Р меньше веса самолета (в нормальной схеме сила на ГО уменьшает подъемную силу самолета, и подъемная сила крыла больше веса самолета на величину силы на ГО (рнс. 5.4)).
В схеме «утка» можно получить выигрыш в аэродинамическом качестве. Однако затенение крыла впереди расположенным ГО и большие потребные значения с„на взлетно-посадочных режимах (при выпущенной механизации крыла), а иногда и большие потери на балансировку (например, из-за меньшего плеча Е го) снижают преимущества такой схемы. На рис. 5 4 показаны схемы снл и моментов при балансировке самолетов нормальной схемы (рнс. 5.4, а) н схемы «утка» (рис.
5.4, б) прн выполнении условий равновесия: Хг'=О, ХМ,=О. Чтобы компенсировать недостатки переднего ГО, особенно на взлетно-посадочных режимах (малы значения с„„) возможно применение так называемой трехпланной схемы с передним и хвостовым ГО. Тогда использование хвостового ГО позван~ создавать необходимые кабрнрующие моменты на взлетно-посадочных режимах, парирующие пикирующие моменты от применения механизации крыла. Чтобы избежать в такой аэродинамической схеме влияния переднего ГО на положение фокуса на дозвуковых режимах полета и предотвратить смещение фокуса назад при переходе на сверхзвуковой полет (все это необходимо для обеспечения более стабильных характеристик управляемостн самолетом), переднее ГО делают «в» на дозвуковых скоростях полета и управляемым на сверхзвуковых. «Плава ющее» ГО не создает подъемной силы н поэтому не влияет на положение фокуса.
На весовые, геометрические и другие характеристики самолета трехплаиной схемы будут влиять не только величина выноса ГО вперед и назад по отношению к ЦМ самолета, но также и степень статической устойчивости (неустойчивости) самолета, определяющая величину потребных уравновешивающих и управляющих траекторией движения самолета снл н моментов. Зти вопросы изучаются в специальных дисциплинах. Чтобы ГО не затеняло ВО, его располагают позади ВО. Расположение единого ВО на фюзеляже может оказаться менее эффективным, чем разнесенного ВО, нз-за затенения ВО фюзеляжем на больших углах атаки. При большой площади и высоте ВО на фюзеляж будет действовать большой крутящий момент, что потребует усиления хвостовой части фюзеляжа и дополнительных затрат массы. Высокое ВО будет отрицательно влиять на поперечную устойчивость самолета. Разнесенное ВО во многом устраняет эти недостатки.
Расположение ВО на концах ГО (см. далее рнс. 5.7) увеличивает эффективное удлинение ГО, позволяет уменьшить его площадь и массу. Зффективность азнесенного ВО при обдуве его струей от винтов двигателей возрастает. азнесенное ВО не мешает обзору и стрельбе в заднюю полусферу. Оно может экранировать инфракрасное излучение при расположении двигателей над фюзеляжем (самолет А-1О США). Выигрыш в массе самолета можно получить в схеме без ГΠ— «летающее крыло» (см. рнс.
5.3, г). В этой схеме меньше значение с „есть выигрыш в массе, так как нет ГО, меньше интерференцнонное влияние крыла и оперения. Однако ~алые плечи от органов управления до ЦМ (Е и Е ) самолета го во ухудшают управление н балансировку, увеличивают потери аэродинамического качества на балансировку. Злевоны, выполняющие задачи элеронов и РВ, имеют ббльшую площадь, чем у элеронов самолетов обычной схемы, н отклоняются они на большие углы. Однако при отклонении таких элевонов вверх на увеличение угла атаки крыла, на крыло от элевонов будет действовать сила 1'„, направленная вниз н уменьшающая вследствие этого подъемную сиду крыла.
156 При энергичном отклонении элевонов вверх может возникнуть даже просадка самолета, что очень опасно, особенно на посадке. Далее при выпуске механизации крыла на посадке возникает пикирующий момент, который очень трудно парировать в силу указанных выше причин отклонением элевонов вверх. Чтобы создать кабрнрующий момент и вывести самолет на посадочные углы атаки, можно использовать выпускаемое в поток только на излетно-посадочных режимах полета переднее ГО («усы»), как это сделано, например, иа самолете Ту-144. Кабрнрующий момент на взлетно-посадочных режимах можно создать н раскрывающимися симметрично в обе стороны РН на килях, расположенных на крыле.
В этом случае продольные силы на РН будут создавать кабрирующий момент относительно ЦМ самолета, так как этн силы будут приложены выше ЦМ. В такой схеме самолета ВΠ— разнесенное (см. рис. 5.3, в). При стреловидном оперении увеличиваются значения А „о и Е во, что благотворно сказывается на управляемости самолета и может дать выигрыш в массе при уменьшении 5 го и 5во. 5.1-6- Требования к оперению, кроме указанных в подразд.
5.1.2 требований, включают в себя следующие: возможно меньшие потери аэродинамического качества на балансировку самолета; недопущение опасных колебаний оперения типа флаттер нли бафтинг; общие для всех частей самолета требования (см. гл. 1). $ 5.2.
НАГРУЗКИ НА ОПЕРЕНИЕ И РАБОТА ОПЕРЕНИЯ ПОД НАГРУЗКОА 5.2.1. Нагрузками ГО являются распределенные аэродинамические н массовые силы. Аэродинамическая нагрузка на ГО складывается из уравновешивающей нагрузки (у'„,), обеспечивающей равновесие самолета при его полете с постоянной перегрузкой (см. рис, 5.4), маневренной нагрузки «г"'„,„), возникающей на ГО при отклонении рулей на величину большую, чем это необходимо для уравновешивания самолета на определенном режиме (когда возникают угловые ускорения в,), и нагрузки при полете в неспокойном воздухе (1'6) как приращение нагрузки при действии порыва ветра. Массовыми силами от конструкции оперения ввиду их малости пренебрегают.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
