Зміст роботи

1. Теоретичні обґрунтування

Управління літального апарату пов'язано з відхиленням рульових поверхонь. Аеродинамічні сили, що діють на відхилені рулі, створюють щодо осі обертання момент, який зазвичай називають шарнірним моментом - М_ш.

Шарнірний момент характеризується коефіцієнтом шарнірного моменту

, (5.3)

де q - динамічний тиск набігаючого потоку;

S_p - площа керма;

b_p - середня хорда керма.

Для відхилення керма і утримання його у відхиленому положенні необхідно докласти до органів управління зусилля ,що долає шарнірний момент. Зі збільшенням швидкості польоту і розмірів рульових поверхонь шарнірні моменти досягають великих значень що істотно ускладнює управління літальним апаратом, і виникають великі навантаження в системі управління.

Зменшення величини шарнірного моменту здійснюється різними способами, у тому числі осьовою компенсацією.

Осьова компенсація забезпечується зміщенням осі обертання керма назад від передньої кромки, що призводить до зменшення плеча аеродинамічної сили - R і виникнення моменту осьової компенсації М_ок, знак якого обернений знаку М_ш.

Ступінь осьової компенсації оцінюється відносною площею компенсації тобто відношенням площі компенсуючої поверхні S_ок і площі керма S_р

. (5.4.)

Рис.5.3. Схема роботи керма з осьовою компенсацією

Зазвичай це відношення не перевищує 0,20. Перекомпенсація керма неприпустима.

Коефіцієнт шарнірного моменту в загальному випадку визначається за формулою:

, (5.5)

де - похідна коефіцієнта шарнірного моменту за кутом відхилення керма;

- похідна коефіцієнта шарнірного моменту за кутом ковзання кіля.

Похідні і можна обчислити за напівемпіричними залежностями

(5.6)

(5.7)

де - похідна коефіцієнта бічної сили кіля по куту ковзання

- відносна площа керма.

2. Опис експериментальної установки

Модель кіля 1 з кермом напрямку 2 встановлюється в робочій частині аеродинамічної труби Т-2 (ріс.5.4). Кіль закріплюється нерухомо під заданим кутом ковзання β щодо набігаючого потоку. Кермо напрямку закріплюється в моментному приладі так щоб вісь шарніра керма збігалася з віссю обертання моментного приладу. По лімбу моментного приладу відраховуються кути відхилення керма напряму.

Рис. 5.4. Схема експериментальної установки

Аеродинамічний шарнірний момент, що діє на кермо, через ролики і вилку (на рис. 5.4 - 3) передається у вигляді еквівалентного зусилля Х на плаваючу раму аеродинамічних ваг 2КВТ-2 і врівноважується відповідним вантажем на вагах. Знаючи зусилля Х і плече r, визначають величину шарнірного моменту М_ш для досліджуваного випадку