30. Назначение оперения и требования к нему

Оперение – несущие поверхности, являющиеся органами устойчивости и управляемости самолета. Состоит из горизонтального и вертикального оперения.

Горизонтальное оперение (ГО) предназначено для обеспечения продольной, а вертикальное оперение (ВО) – путевой устойчивости и управляемости самолета. Эти задачи решаются образованием на оперении переменных по величине и направлению аэродинамических сил, необходимых для обеспечения заданных режимов полета.

На самолетах со сверхзвуковой скоростью полета из-за недостаточной эффективности руля высоты (РВ) при полете на сверхзвуковой скорости применяют цельноповоротное горизонтальное оперение (ЦПГО) без РВ.

Значительно реже из-за снижения эффективности руля направления (РН) при сверхзвуковом полете применяется цельноповоротное ВО, так как остающейся эффективности РН в большинстве случаев еще доста­точно для обеспечения нормальной управляемости самолетом.

Относительная масса оперения 0,0015...0,025.

Основное требование к оперению – эффективность оперения зависит от скоростного напора, площади оперения, его форм и расположения, жесткости оперения и жесткости опор, к которым оно крепится. Обеспечение высокой эффективности оперения для получения необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета, определяемых ТТТ к самолетам в зависимости от их назначения и условий применения, при наименьшей массе оперения является основным требованием к оперению. Выполнение этого требования достигается прежде всего выбором рациональных форм, значений параметров и расположением оперения. Так же включают в себя следующие: как можно меньшие потери аэродинамического качества на балансировку самолета; недопущение опасных колебаний оперения типа флаттер и бафтинг, а так же общие для всех частей самолета требования.

30. Расположение частей оперений

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 в такой зоне. 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 рационального расположения 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 L _гоот ЦМ самолета до ЦД ГО, что позво­ляет уменьшить Sго и его массу mГО. 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 ОП в результате этих мероприятий может составлять до 20…30% от ОП. Однако конструкция оперения усложняется, а передача нагрузок, особенно несиммет­ричных от ГО, через киль на фюзеляж требует большого усиления киля и дополнительных затрат массы К на киль ( К 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 .

При расположении ГО впереди крыла (схема «утка») нет существенного затенения крыла. В такой схеме можно получить выигрыш за счет уменьшения площади крыла и его массы, так как подъемная сила крыла У_кр при балансировке самолета складывается с силой У_ур на ГО, действующей в ту же сторону, что и У_кр, и поэтому У_кр 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 (рис. 5.4)). В схеме «утка» можно получить выигрыш в аэродинамическом качестве. Однако затенение крыла впереди расположен­ным ГО и большие потребные значения суа на взлетно-посадочных режимах (при выпущенной механизации крыла), а иногда и большие потери на балансировку(например, из-за меньшего плеча L _го) снижают преимущества такой схемы. На рис. 5.4 показаны схемы сил и моментов при балансировке самолетов нормальной схемы (а) и схемы «утка» (б) при выполнении условий равновесия: 0, =0.

Чтобы компенсировать недостатки переднего ГО, особенно на взлетно-посадочных режимах (малы значения суа), можно применять так называемой трехпланную схему с передним и хвостовым ГО. Тогда использование хвостово­го ГО позволит создавать необходимые кабрирующие моменты на взлетно-посадочных режимах, парирующие пикирующие моменты от применения механиза­ции крыла. Во-избежании 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 управляемости самолетом), переднее ГО делают «плавающим» на дозвуковых скоростях полета и управ­ляемым - на сверхзвуковых. «Плавающее» ГО не создает подъем­ной силы и поэтому не влияет на положение фокуса. На весовые, геометричес­кие и другие характеристики самолета трехпланной схемы будут влиять не только величина выноса ГО вперед и назад по отношению к ЦМ самолета, но и степень статической устойчивости (неустойчивости) самолета, определяющая величину потребных уравновешивающих и управляющих траек­торией движения самолета сил и моментов.

Чтобы ГО не затеняло ВО, его располагают позади ВО. Наличие единого ВО на фюзеляже может оказаться менее эффективным, чем разнесен­ного ВО, из-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 увеличивает эффективное удлинение ГО, позволяет уменьшить его площадь и массу. Эффективность разнесенного ВО при обдуве его струей от винтов двигателей возрастает. Разнесенное ВО не мешает обзору и стрельбе в заднюю полусферу. Оно может экранировать инфракрасное излучение при расположении двигателей над фюзеляжем.

Выигрыш в массе самолета можно получить в схеме без ГО — «летающее крыло» (см. рис. 5.3. г). В этой схеме меньше значение с_ха, есть выигрыш в массе, так как нет ГО, меньше интерференционное влияние крыла и оперения. Однако малые плечи от органов управления до ЦМ (L_ro и LВО ) самолета ухудшают управление и балансировку, увеличивают потери аэродинамического качества на балансировку. Элевоны, выполняющие задачи элеронов и РВ, име­ют большую площадь, чем у элеронов самолетов обычной схемы, и отклоняются они на большие углы. При отклонении таких элевонов вверх на увели­чение угла атаки крыла, на крыло от элевонов будет действовать сила Y_ЭВ, направленная вниз и уменьшающая вследствие этого подъемную силу крыла. Далее при механизации крыла на посадке возникает пикирующий момент, который очень трудно парировать в силу указанных выше причин отклонением элевонов вверх.

Что бы создать кабрирующий момент и вывести самолет на посадочные углы атаки можно использовать выпускаемое в потолок только на взлетно-посадочных режимах полета переднее ГО («усы»). Кабрирующий момент на взлетно-посадочных режимах можно создать и 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 эти силы будут приложены выше ЦМ.

При стреловидном оперении увеличивается значение L_ГО и L_ВО, что благотворно сказывается на управляемости самолета и может дать выигрыш в массе при уменьшении S_ГО и S_ВО.

30. Конструкция горизонтального оперения

30. Конструкция вертикального оперения

30. Конструкция цельноповоротного горизонтального оперения

30. Назначение шасси и требования к нему

Шасси представляет собой систему опор необходимых для взлета, посадки, передвижения и стоянки самолета на земле, палубе корабля или воде.

Конструкция опоры состоит из опорных элементов – колес, лыж или других устройств, посредством которых самолет соприкасается с поверхностью места базирования (аэродромом), и силовых элементов – стоек, траверс, подкосов и других, соединяющих опорные элементы с конструкцией фюзеляжа или крыла. В конструкцию опор входят амортизационная система и тормозные устройства, которые позволяют:

- воспринимать статические и динамические нагрузки, предохраняя тем самым конструкцию агрегатов самолета от разрушения;

-рассеивать поглощаемую энергию ударов самолета при посадке и рулении по неровной поверхности, что бы предотвратить колебания самолета;

- поглощать и рассеивать значительную часть кинетической энергии поступательного движения самолета при его приземлении для сокращения длины пробега.

Относительная (по отношению к массе самолета) масса шасси 0,04…0,06.

Шасси должно обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации:

- устойчивости и управляемость самолета при разбеге, пробеге, рулении, маневрировании и буксировке (за счет выбора схемы шасси, характеристик амортизационной и тормозной систем);

- амортизацию динамических нагрузок, возникающих при посадке и рулении;

- возможность разворотов самолета на 180 на ВПП аэродромов заданного класса (определенной ширины) (за счет использования управляемых опорных элементов, тормозных устройств, тяги двигателей, выбора параметров шасси, типа, числа и расположения опорных элементов);

- соответствие опорных элементов назначению, условиям эксплуатации и весовым характеристикам самолета;

- надежную фиксацию опор и створок шасси в выпущенном и убранном положениях.