11.3. Конструкция оперения

Несущие поверхности, предназначенные для создания устойчивости, управляемости и балансировки самолета, называют оперением (рис. 11.5).

Продольная балансировка, устойчивость и управляемость самолета обычной схемы обеспечивается горизонтальным оперением (ГО), путевая балансировка, устойчивость и управляемость – вертикальным оперением (ВО), балансировка и управление самолета относительно продольной оси – элеронами. Как уже указывалось, оперение (рис. 11.5, а) обычно состоит из неподвижных поверхностей, служащих для обеспечения равновесия (балансировки) и устойчивости, и подвижных поверхностей, при отклонении которых создаются аэродинамические моменты, необходимые для равновесия (балансировки) и управления полетом. Неподвижная часть ГО называется стабилизатором, а неподвижная часть ВО – килем. К стабилизатору шарнирно крепится руль высоты, состоящий обычно из двух половин, а к килю – руль направления. Действие аэродинамических рулей основано на изменении при постоянном угле атаки аэродинамической силы профиля, вследствие изменения его кривизны (рис. 11.5, б). Искривление профиля приводит к возникновению силы R_го, которая благодаря большому плечу относительно ЦТ самолета создает момент, уравновешивающий суммарный момент тяги двигателей, сил, возникающих на крыле, фюзеляже и других частях самолета.

а

б

Киль

Руль высоты

Стабилизатор

Фальшкиль

Триммер

Сигнальный огонь

Триммер

сервокомпен-

сатора

Форкиль

Руль направления

_го

ЦЖ

а

R_го

R_го

R_p

R_p

Т_упр

δ_pв

Рис. 11.5. Оперение самолета:

а – общий вид; б – изменение кривизны профиля

Отклонением руля в ту или другую сторону можно изменить не только значение, но и направление момента, и таким образом вызвать отклонение самолета относительно поперечной оси, т. е. управлять самолетом. Момент относительно оси вращения руля, возникающий от действия на него аэродинамической силы R_р, обычно называют шарнирным моментом М_ш = R_ра, он зависит от скорости полета (числа М), углов атаки и скольжения, угла отклонения руля, местоположения шарниров подвески и размеров руля. Отклоняя рычаги управления, пилот должен приложить определенное усилие для преодоления шарнирного момента. Сохранение приемлемых для пилота усилий достигается применением аэродинамической компенсации. Обычно у самолетов оперение располагается позади крыла, но у сверхзвуковых самолетов все чаще применяется схема «утка». У таких самолетов ГО располагается впереди крыла и является несущим.

Расположение, внешние формы, параметры и эффективность оперения определяются следующим образом:

а) соотношением площади оперения и площади крыла ;

б) расположением оперения относительно других частей ЛА и удалением его от центра тяжести ЛА.

Для определения площадей S_го и S_во (рис. 11.6) и значений расстояний оперения от центра тяжести ЛА и пользуются статистикой коэффициентов мощности для оперения.

Для горизонтального оперения

,

где – коэффициент мощности горизонтального оперения, или статический коэффициент горизонтального оперения; – расстояние от центра давления горизонтального оперения до центра тяжести ЛА; – средняя аэродинамическая хорда.

S_го

S_во

L_во

L_го

1

2

Рис. 11.6. Площади и размахи оперения:

1 – килевой гребень (форкиль);

2 – дополнительный киль (фальшкиль)

Значения коэффициентов находят по данным ЛА, близких по назначению и компоновке к проектируемому [7]:

Для оценки эффективности руля высоты служит отношение

Эффективность вертикального оперения оценивается величиной

По статистике

где – коэффициент мощности вертикального оперения, или статический коэффициент вертикального оперения; l – размах крыла; – расстояние от центра давления вертикального оперения до центра тяжести ЛА; – площадь вертикального оперения; – площадь руля направления.

Необходимая площадь вертикального оперения в значительной мере определяется длиной части фюзеляжа, находящейся впереди центра тяжести ЛА. Чем длиннее носовая часть фюзеляжа, тем при прочих равных условиях больше площадь вертикального оперения, необходимая для устранения дестабилизирующего момента (рис. 11.7).

Y_го

ЦД_го

L_го

ЦД_кр

ЦТ

Y

Y_м = Y + Y_го

Рис. 11.7. Схема уравновешивания ЛА

относительно поперченной оси самолета

В случае крепления горизонтального оперения к фюзеляжу определяется, как и для крыла, с учетом подфюзеляжной части.

Для увеличения эффективности вертикального оперения при больших углах скольжения применяются килевые гребни (форкили) 1 и дополнительные кили (фальшкили) 2 (см. рис. 11.6). В этом случае в входит примыкающая часть боковой проекции фюзеляжа.

Считают, что центр давления горизонтального и вертикального оперения находится на оперения.

Удлинение оперения имеет следующие значения: Удлинение оперения меньше, чем удлинение крыльев. Это выгодно для уменьшения веса оперения и для увеличения его жесткости. Кроме того, при малом удлинении увеличивается оперения – угол атаки, при котором начинается срыв потока, чем обеспечивается эффективность оперения на больших углах атаки, превышающих крыла.

Стреловидность. Критическое число оперения должно быть больше крыла, чтобы на всех возможных для ЛА режимах полета обеспечить достаточную устойчивость и управляемость. Между тем при отклонении рулей увеличивается вогнутость оперения, что приводит к уменьшению . Все это вызывает необходимость применения оперения с большими углами стреловидности и меньшей относительной толщиной, чем у крыла.

Профили оперения. Как правило, профили оперения симметричны. При выборе оперения учитывается следующее:

1. Влияние на и Чем меньше тем меньше и тем больше .

2. Влияние на жесткость и вес оперения. При малом значении жесткость меньше. Уменьшение может привести к увеличению веса оперения.

3. Малая величина затрудняет устройство осевой аэродинамической компенсации рулей. Диапазон отклонения рулей составляет _р = 40°–50°.

Компоновка оперения. Существуют общие правила компоновки оперения.

1. За крылом поток заторможен. Это приводит, особенно на больших углах атаки и при больших числах М, к снижению эффективности оперения, а завихрения от крыла могут вызвать бафтинг оперения. Для устранения этого явления горизонтальное оперение должно располагаться ниже или выше зоны «спутной струи» крыла.

2. По возможности должно быть устранено затенение вертикального оперения горизонтальным. Особенно важно, чтобы это требование было выполнено для маневренных ЛА при полете на больших углах атаки в целях обеспечения управляемости при штопоре.

3. На реактивных ЛА оперение должно быть удалено от выхлопных струй двигателей для предотвращения действия на оперение нагрева и пульсирующих нагрузок.

4. При компоновке вертикального и горизонтального оперения скоростных ЛА не следует допускать совмещения их максимальных толщин для избегания понижения оперения.

Горизонтальное оперение может располагаться ниже и выше относительно фюзеляжа и вертикального оперения (рис. 11.8). При нижнем расположении горизонтальное оперение имеет меньший вес и большую жесткость (рис. 11.8, а, б).

Во многих отношениях выгодной схема является схема с верхним расположением горизонтального оперения, т. е. Т-образная схема (рис. 11.8, г), ее достоинства заключаются в следующем:

а) горизонтальное оперение выходит из зоны действия потока за крылом;

б) увеличивается плечо горизонтального оперения;

в) горизонтальное оперение играет роль «концевой шайбы» на киле, повышающей эффективное удлинение вертикального оперения; это позволяет уменьшить его геометрическое удлинение;

г) горизонтальное оперение отводится от зоны воздействия струй выхлопных газов.

Недостатки этой схемы заключаются в сложности конструкции, большом весе и меньшей жесткости. Промежуточной схемой компоновки является схема среднего расположения горизонтального оперения по высоте (крестообразная схема). Эта схема не имеет каких-либо существенных достоинств (рис. 11.8, в).

б

в

г

Рис. 11.8. Схема расположения горизонтального оперения

относительно фюзеляжа и вертикального оперения:

а – классическое прямое; б – прямое с поперечным расположением;

в – крестообразное; г – Т-образное

а

Нагрузки на хвостовое оперение. Во всех случаях нагружения оперения, предусмотренных нормами прочности, принимается, что погонная воздушная нагрузка по размаху распределяется пропорционально хордам. Диаграммы распределения нагрузок по хорде для разных случаев различны.

Нагрузки на оперение делятся на три группы: уравновешивающие, маневренные и нагрузки при полете в неспокойной атмосфере.

Уравновешивающие нагрузки на оперение определяются из условия статического равновесия моментов воздушных сил относительно осей У и Z при различных режимах полета.

Рассмотрим определение уравновешивающей нагрузки на горизонтальное оперение (см. рис. 11.7). Для всех случаев нагружения от А до находятся значения из условия равновесия относительно оси Z, проходящей через центр тяжести:

где – центровка ЛА; – относительная координата центра давления крыла по САХ.

Наибольшая из нагрузок является расчетной для горизонтального оперения.

Маневренные нагрузки действуют на оперение при резком отклонении рулей в начальный момент маневра.

К этой же группе относится нагрузка на вертикальное оперение в случае остановки двигателей по одну сторону от плоскости симметрии ЛА. Она определяется из условия равновесия моментов относительно оси У, проходящей через центр тяжести ЛА.

Нагрузки при полете в неспокойном воздухе возникают в результате действия вертикальных и горизонтальных потоков воздуха (порывов), перпендикулярных наплавлению полета.

Нормы прочности предусматривают, кроме того, действие на оперение комбинированных нагрузок (например, сочетание уравновешивающей и маневренной нагрузок), несимметричное нагружение горизонтального оперения и одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения.

Конструкция и силовая схема оперения. Во внешних формах, характере нагрузок и конструкции оперения и крыла есть много общего. Поэтому силовые схемы стабилизаторов и килей сходны с силовыми схемами крыла. Назначение, работа и конструкция элементов стабилизатора и киля аналогичны назначению, работе и конструкции соответствующих элементов крыла. Руль высоты и руль направления в конструктивном отношении сходны с элероном.

В конструкциях рулей (а также элеронов) современных самолетов находят применение слоистые панели обшивки. При небольших размерах рулей применяются конструкции, где заполнитель (пенопласт или соты) занимает все пространство между верхней и нижней обшивкой. В таких конструкциях обшивка хорошо подкреплена для восприятия изгибающего и крутящего момента, и лучше сохраняется форма профиля. Кроме того, такие конструкции хорошо противостоят переменным пульсирующим нагрузкам от звуковых давлений, создаваемых струями турбореактивных двигателей.

Эффективность рулей при сверхзвуковом обтекании уменьшается. Отклонение руля уже не влияет на воздушную силу расположенной перед ним неподвижной поверхности – стабилизатора или киля. Поэтому на сверхзвуковых ЛА оперение выполняется цельноповоротным. Прежде всего, это относится к горизонтальному оперению, обеспечивающему продольную управляемость.

Отсутствие рулей высоты упрощает конструкцию цельноповоротного горизонтального оперения управляемого стабилизатора. Наиболее ответственным и сложным элементом в этом случае является ось, относительно которой поворачивается оперение, и заделка этой оси в фюзеляже.

Рули и конструкции цельноповоротного оперения рассчитываются на прочность от действия воздушных нагрузок. Порядок их расчета такой же, как для элерона.

Неподвижные части оперения рассчитываются на одновременное действие приходящихся на них воздушных нагрузок и нагрузок от узлов крепления рулей (рис. 11.9).

q неподвижной части

оперения

q руля

Рис. 11.9. Расчетная схема оперения

Порядок расчета для них такой же, как и для крыла, однако массовые силы при расчете оперения не учитываются. В передней части конструкции рулей и элеронов, как правило, помещаются грузы (весовая балансировка) для предотвращения флаттера.