33.Конструкция вертикального оперения

• Схема с центральным расположением вертикального оперения в плоскости симметрии самолета — горизонтальное оперение в этом случае может располагаться как на фюзеляже, так и на киле на любом удалении от оси самолета (схему с расположением ГО на конце киля принято называть Т-образным оперением). Пример: Ту-154

• Схема с разнесенным вертикальным оперением — две его поверхности могут крепиться по бокам фюзеляжа или на концах ГО. В двухбалочной схеме фюзеляжа поверхности ВО устанавливаются на концах фюзеляжных балок. На самолетах типа «утка», «бесхвостка», «летающее крыло» разнесенное ВО устанавливается на концах крыла или в средней его части. Пример: Пе-2, Lockheed P-38 Lightning

• V-образное оперение, состоящее из двух наклонных поверхностей, выполняющих функции и горизонтального и вертикального оперения. Из-за сложности управления и, как следствие, малой эффективности такое оперение широкого применения не получило. (Правда применение компьютерных пилотажных систем изменило ситуацию в лучшую сторону. Текущее управление V-образным оперением в оснащенных им новейших самолетах берет на себя бортовой компьютер, — пилоту лишь достаточно задать стандартной ручкой управления направление полета (влево-вправо, вверх-вниз), и компьютер сделает все, что для этого нужно). Пример: F-117

• Скошенное оперение (типа «бабочка», или оперение Рудлицкого) Пример: Me.262 HG III

Обеспечивает самолету путевую устойчивость, управляемость и балансировку относительно вертикальной оси. Оно состоит из неподвижной поверхности — киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления.

Цельноповоротное ВО применяется весьма редко. Эффективность ВО можно повысить путем установки форкиля — передний наплыв в корневой части киля и дополнительным подфюзеляжным гребнем. Другой способ — применение нескольких (обычно не более двух одинаковых) килей.

34.Конструкция цельноповоротного горизонтального оперения

Смещение фокуса крьша назад при сверхзвуковых скоростях полета приводит к увеличению продольной статической устойчивости самолета, что требует повышения эффективности продольного управления. При возникновении на горизонтальнрм оперении скачка уплотнения площадь оперения, подверженная аэродинамическому воздействию отклоненного руля, ограни-

чивается пространством за скачком. Дальнейший рост скорости ведет к перемещению скачка назад, а следовательно, и к уменьшению этой площади. Начиная с какого-то значения числа М скачок при отклонении руля перемещается на его переднюю кромку и эффективность продольного управления в этом случае будет зависеть лишь от площади руля и его угла отклонения.

Необходимость повышения эффективности продольного управления потребует значительного увеличения площади руля высоты и его углов отклонения, что приведет в большому росту лобового сопротивления. В этом случае постановка цельноуправляемого горизонтального оперения позволяет при той же эффективности продольного управления получить меньшее лобовое сопротивление.

Форма в плане цельноуправляемого горизонтального оперения чаще всего треугольная иЛи стреловидная.

. При выборе положения оси вращения цельноуправляемого горизонтального оперения необходимо стремиться, чтобы шарнирный момент бьш по возможности меньшим, т.е. чтобы ось вращения Проходила вблизи центра давления. Так как на дозвуковьГх скоростях полета центр давления находится примерно на 25 %, а на сверхзвуковых скоростях примерно на 50 % средней геометрической хорды, то ось вращения должна проходить где-то посередине между двумя этими точками.

Ось вращения может быть перпендикулярной плоскости симметршГ самолета (рис. 8.Ь7, а) и может был, направлена к ней под углом (рис. 8.17, б). Каждый из этих двух вариантов имеет свои преимущества и недостатки. -

В первом варианте конструктивно проще осуществить управление, да и ось получается неразрезной, что выгодно в весовом отношении. Но здесь из-за неравномерности аэродинамической компенсации по размаху получаются большие крутящие моменты в конструкции и несколько сложнее силовая схема оперения, так как ось не проходит во всех сечениях вблизи максимальных толщин профиля.

Ось вращения\может быть выполнена по двум конструктивно-силовым схемам:

1) ось жестко связана с фюзеляжем (рис. 8.18, а);

2) ось жестко связана с оперением (рис. 8.18, б).

В схеме на.рис. 8.18, а рычаг управления размещен на горизонтальном оперении. Оперение крепится на оси на подщипниках. Для уменьшения реакций в подшипниках расстояние между ними желательно делать боль- шим. В этом случае ось работает только на изгиб.

В схеме на рйс. 8.18, б рычаг управления закреплен на оси, представляющей собой продолжение лонжерона оперения. Здесь ось работает и на кручение, поэтому она должна иметь замкнутое поперечное сечение.

Рис. 8.17. Схема расположения оси враще- Рис. 8.18. Схемы закрепления оси вращения цельноуправляемого горизонтального ния цельноуправляемого горизонтально-оперения го оперения

онструктившз-силовые схемы цельноуправляемого горизонтального оперения во многом определяются формой его в плане и способом крепления оси вращения. На рис. 8.19 показаны конструктивно-силовые схемы цельноуправляемого - стреловидного и треугольного оперения с осью, жестко связанной с оперением. В схеме д лонжерон расположенньй в месте максимальной строительной высоты и имеющий обычно двутавровое сечение, переходит в ось. Усиленными делаются бортовая нервюра 1-3 и нервюры 1-1 и 2-2 . Аналогичная схема в может быть применена и для треугольного оперения со сходящимся продольным набором. В схеме б лонжерон 1-4 переходит в ось. Усиленными также делаются нервюры 1-2 и 3-4. На схеме г показано треугольное оперение с параллельным продольным набором. Здесь усиленными делаются лоняерон, переходящий вось, и бортовая нервюра. На рис. 8.20 показаны схемы с осью, заделанной в фюзеляже. В схеме а усиленными кроме лонжерона будут нервюры 1-2, l-l и 2-2. У треугольного оперения с параллельным продольным набором, показанното на схеме б, подшипники устанавливаются на лонжероне, в месте пересечения его с усиленными нервюрами 1-2 и 3-4. Для передачи нагрузок на ось служат и косые нервюры 1-5 и 1-6.

На современных сухопутных самолетах применяются следующие три основные схемь! шасси:

1) с хвостовой опорой (рис. 11.1, а);

2) с передней опорой (рис. 11.1,®);

3) велосипедное шасси (рис. 11.1, в).

Параметры схемы шасси определяются главным образом из условий обеспечения потребного посадочного угла атаки, исключения возмояоюсти капотирования или опрокидьшания самолета и обеспечения устойчивости и управляемости при разбеге.

ШАССИ С ХВОСТОВОЙ опоюй

При компоновке шасси с хвостовой опорой (рис. 11.2) необходимо Хфавильно выбрать положение колес основных опор относительно центра масс самолета, высоту шасси Н и колею Bt ~

Вынос колес основных опор вперед от центра масс самолета определяется из условий исключения капотирования. При посадке самолета силы трения колес о землю, возникающие вследствие их торможения, создают относительно центра масс опрокидывающий момент: при посадке самолета на три тбчки Мдар - Т у,авслучаескоростнойпосадки на основные опорыМдпр =

Рис. 11.1. Компоновочные схемы шасси

Рис. 11.2. Схема шасси с хвос- Товой опорой

= Tl у1. Капот будет невозможен, если восстанавливающий момент от реакции земли на колеса основных опор относительно центра масс самолета, равный при посадке на три точки Mbocct=Qx и при скоростной посадке Mbocct=QiXi, будет больше опрокиды-вающегрМзо.стМопр.

Вьшос колес основных опор характеризуется противокапбтажным ут-лом 7 - углом между перпендикуляром к поверхности земли при положении самолета в линию поле];а и линией, проходящей через центр масс самолета и точку опрокидывания (точка касания колеса о землю при тормозных колесах и ось колеса при нетормозных). При определении угла у необходимо брать самое переднее положение центра масс самолета, возможное при посадке.

Рассчитать угол у трудно, так как при скоростной посадке сразу же после касания калесамй основных опор земли самолет начинает перевали- ваться на хвост, что приводит к изменению сил Q и Т и плеч х и у. Поэтому проще определить угол выноса X - угол между линией, проходящей через центр масс самолетаи точку касания колес о землю, и перпендикуляром к поверхности земли при стоянке самолета на трех точках.

Сила трения Т = Од, где д - коэффициент трения. Следовательно, для исключения возможности капотирования необходимо, чтобы

Q\>Qny. Отсюда xjy > (Л

Но х/у = tg X, следовательно, угол выноса определяется из услеГвия tg\>n . *

Величина коэффициента трения зависит/)Т покрытия аэродрома и типа колес (тормозные или нетормозные) и находился в пределах ii = 0,1 ... 0,6. Если д = 0,6, то X = 31°. Обычно у самолетов X = 27 ... 31°.

После определения X противокапотажный угол у легко может быть найден графически. Приближенно он будет равен

7 = Х- (/>, .

где - стояночный угол - угол между осью фюзеляжа и поверхностью земли при стоянке самолета. ,

Высота шасси Н - расстояние между точкой крепления основной опоры и землей при положении самолета в линию полета - должна обеспетить получение максимального посадочного угла атаки

пос max = + <=t

закл >

где Оза - угол заклинения крыла - угол между хордой крыла и осью фюзеляжа.

Высота шасси, кроме того, должна обеспечить при полном обжатии пневматиков и амортизаторов определенное расстояние от самой нижней точки самолета до поверхности земли. Величина этого расстояния зависит от типа аэродрома, на котором предполагается осуществлять взлет и посадку самолета, и составляет 6 = 150 :200 мм.

Если колеса крепятся к штоку амортизатора, то для того чтобы амортизатор мог поглощать энергию лобовых ударов, угол между осью амортизационной стойки и перпендикуляром к земле при полонии самолета в линию полета должен быть ф = 4... б . Увеличение угла ф сверх этихпреде-лов при посадке самолета на три точки приведет к ухудшению работы амортизатора из-за большого трения в буксах.

Колея шасси В - расстояние при виде спереди между центрами пйоща-дей контактов с землей колес основных опор - берется обычно в пределах В = (0,18 ...0,3)1,где!.-размахкрьша.

Малая колея увеличивает опасность опрокидьшания самолета на Крыло в случае взлета и посадки при боковом ветре и затрудняет рулежку с применением тормозов. Большая колея затрудняет прямолинейное движение самолета при передних ударах в колеса одной из основных опор или при разном торможении колес на опорах. Поэтому для самолетов, взлет и посадка которых осуществляется на грунтовых аэродромах, колея делается меньшей, чем у самолетов, базирующихся на аэродромах с твердым покры-тием<

ШАССИ С ПЕРЕДНЕЙ ОПОРОЙ

Основными параметрами схемы шасси с передней опорой (рис. 11.3) являются угол выноса назад колес основных опор 7. стояночный угол , высота шасси Н, колея шасси В и база шасси Ь.

Угол у - угол между перпендикуляром к поверхности земли рри стоянке самолета на трех точках и линией, проходящей через центр масс самолета и точку опрокидьшания - при самом заднем возможном при посадке положении центра масс должен быть не менее чем на 1 ... 2° больше угла опрокидывания ipi - угла между поверхностью аэродрома и линией, касатеганой к основной и предохранительной опорам

7 + (1 ...2°).

Если это условие не будет выполнено, то при посадке самолет может опрокинуться на хвост. ,

С увеличением угла у затрудняется оТрыв передней опоры при взлете и зеличивается продольная неустойчивость при движении самолета с приподнятой передней опорой.

При движении на колесах основных опор на самолет действуют силы (рис. 11.4):

- подьемная сила крьша;

Уаг.о чла, действующая на горизонтальное оперение,

Q - реакция земли;

Т = ОМк - сила трения качения колес основных опор. Условие равновесия моментов всех сил относительно поперечной оси, проходящей через центр масс самодета, запишется в виде

2М = Yx-Y L + Q (е + кЬ) = 0.

 Схема шасси с лередней опорой

Допустим, что самолет увеличил угол атаки. Это вызовет появление

дополнительных, направленных вверх, аэродинамических сил Д Y и Д Y -

относительно поперечной оси момент

аг.о- При этом сила Q уменьшится на величину Д Q = Д Y + Д Y, а сила Т - на величину Д Т =( Д Y3 + Д Yg)

э) Д. Силы Д Q и Д Т создадут

ДМ= (ДУз + ДУ; )(е + дЬ),

направленный на кабрирование н вызывающий дальнейшее увеличение угла атаки.

Отсюда видно, что с увеличением е, т.е. с увеличением угла выноса назад колес основных опор продольная неустойчивость возрастает.

Стояночный угол ip - угол между осью фюзеляжа и поверхностью земли при стоянке самолета - выбирается из условия получения наименьшей длины разбега при взлете; Для этого необходимо, чтобы разбег совершался при определенном угле атаки крыла, носящем название наивыгоднейшего угла атаки при взлете. Если бы разбег совершался на всех трех опорах, то для получения наивыгоднейшего угла атаки было бы необходимо,

чтобы = а - а . Но так как конечный участок разбега самолет совершает с приподнятой передней опорой, то угол берется меньше угла, соотвествующего CLj. Обычно = О ... 4 .

Высота шасси Нрасстояниемежду точкой крепления основной опоры до поверхности аэродрома при стоянке самолета- как и у шасси с хвостовой опорой, должна обеспечить получение максимального посадочного угла атаки

пос max

Высота шасси должна обеспечить также определенное расстояние от самой нижней точки самолета до поверхности земли при полностью обжатых амортизаторах и пневматиках. При этом у самолета со стреловидным крьшом необходимо исключить возможность касания земли концом крыла при посацке с креном в 5° (рис. 11.5). При креплении колесатта штоке амортизатора угол наклона амортизационной стойки, юмеряемый между осью и перпендикуляром к земле при стоянке самолета на трех точках, берется в пределах ф = 3 ... 6° из тех же соображений, что и угол наклона амортизационной стойки у шасси с хвостовой опорой.

База шасси b - расстояние при виде сбоку между центрами площадей контактов с землей колес передней и основной опор - выбирается в зависимости от высоты центра масс самолета и длины фюзеляжа.

При малой базе шасси происходит неприятное для экипажа ипассажиров раскачивание самолета во время ру1?ежки, особенно при торможении или даче газа. Увеличение базы приводит к уменьшению нагрузки на переднюю опору, а следовательно, к умшьшению ее массы и массы носовой части фюзеляжа, уменьшается и раскачивание самолета. Но при слишком малой нагрузке на переднюю опору ухудшается управляемость самолета при рулежке. У большинства самолетов b = (0,3 ... 0,4)Ъф, гдеЬф - длина фюзеляжа.

При выборе колеи шасси В учитываются те же соображения, что и при ее выборе у,шасси с хвостовой опорой. Наименьшая колея определяется из условия невозможности бокового капотирован. Самолет, имеющий шасси с передней опорой, может опрокинуться относительно линии /- 2(рис.П6). Боковое капотирование не произойдет, если опрокидывающий момшт от сил трения колес о землю будет меныие восстанавливающего момента. Опрокидывающий момент

Moiip = Th = QMh,

где д -коэффициент трения колес о землю, принимаемый при определении колеи равным 0,85.

Восстанавливающий момент Mgoccr = Q с-

Условия невозможности бокового капотирования: Мдорд. > Мпр, или

после постановки значений с > мЬ.

Из подобия треугольников 134 и 125 следует в

с 1-

отсюда

ВЕЛОСИПЕДНОЕ ШАССИ

Компоновка велосипедного шасси (рис. 11.7) включает в себя выбор следующих основных параметров: угла выноса колёс задней опсы у, стояночного угла ifi, высоты шасси Н, базы шасси Ь, колеи подкрыльных опор В.

В зависимости от величины угла у различают два типа велосипедного шасси:

1) шасси, у которых угол у невелик и выбирается из тех же соображений, что иугол выноса у шасси с передней опорой. У этого типа велосипедно-. го шасси и все остальные параметры (кроме колеи) выбираются точно так же, как и у шасси с передней опорой;

2) шасси с большим углом у. У такого велосипедного шасси угол у обычно составляет 40 ... 60°, а сумма углов 3 + у == 100 ... 120°. Есть некоторая особенность и в выборе стояночного угла для этого типа шасси. Здесь из-за трудности отрыва передней опоры взлет самолета происходит одновременно со всех колес. Поэтому стояночный угол, выбираемый из условия обеспечения наивыгоднейшего угла атака при разбеге, будет больше, чем у шасси с передней опорой. Для перехода же в конце разбега на взлетный угол атаки устанавливается либо укорачивающаясязадняя опора, либо удлиняющаяся передняя.

При выборе колеи подкрыльных опор В необходимо стремиться уменьшить нагрузки на эти опоры. Это достигается расположением опор на концах крьша. При расположении двигателей на крыле иногда бьшает целесообразно по компоновочным соображениям разместить подкрыльные опоры в гондолах крайних двигателей.

В зависимости от местаустановкиподкрьшьныхопор их колеса при стоянке самолета могут касаться земли и могут ее не касаться. При размещении подкрьшьных опор на концах стреловидного крыла их высота должна обеспечить возможность посадки самолета (рис. 11.8).

Для обеспечения руления по аэродрому колеса передней опоры необходимо делать ориентирующимися. Но в этой схеме целесообразно устанавливать ориентирующиеся колеса и на задней опоре. Их расположение в линию движения при посадке со сносом приводит к снижению нагрузок на подкрьшь-ные опоры и к уменьшению возможности опрокидывания самолета. В этом случае ориентирующимися делаются и колеса продкрыльных опор.

СРАВНИТЕЛЬНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ ШАССИ

Каждая из рассмотренных схем шасси имеет свои преимущества и недостатки. Выбор той или иной схемы определяется типом и назначением самолета, осббенностями его компоновки и условиями эксплуатации.

Основные преимущества шасси с передней опорой в сравнении с шасси с хвостовой опорой состоят в следующем:

1. Более простой расчет посадки, возможность скоростной посадки. Шасси с хвостовой опорой предъявляет повышенные требования к расчету посадки. Если посадка происходит на скорости большей, чем расчетная посадочная, то самолет касается земли колесами основных опор и затем под

. действием силы, приложенной в центре масс, резко опускает хвост, а крыло Звеличивает угол атаки. Возникающая при этом дополнительная подъемная сила вызывает взмывание самолета. Продолжающееся увеличение угла атаки вызывает падение поступательной скорости, что приводит к про-валиванию самолета. Самолет, как говорят, козлит . Самолет, имеющий шасси с передней опорой, после касания земли колесами основных опор код действием силы, приложенной в центре масс, опускает нос, что приводит к уменьшению угла атаки и исключает поэтому взмывание .

2. Уменьшение опасности капотирования.

3. Возможность применения при посадке более сильного торможения колес немедлешю после касания ими земли.

4. Хорошая устойчивость пути при разбеге и пробеге. Если при движении по земле под действием какого-либо заворачивающего момента у самолета появится угол сноса, то возникшие при этом боковые составляющие сил трения колес основных опор о землю создадут относительно вер-тйкальной оси, проходящей через центр масс, момент, который у шасси с передней опорой будет стремиться уменьшить угол сноса, а у шасси с xi остовой опорой - увели!ить его (рис. 11.9).

5. Горизонтальное или близкое к нему положение оси фюзеляжа на стоянке и при движении по аэродрому, обеспечивающее хороший обзор лля пилота, удобства для пассажиров, простоту загрузки самолета. Кроме того, такое положение оси у самолета с реактивными двигателями уменьшает повреждение поверхности аэродрома струей выхлопных газов.

Шасси с передней опорой имеют следующие недостатки.

1. Большая масса. Передняя опора вследствие большей высоты и больших нагрузок получается значительно тяжелее хвостовой опоры и, несмотря на возможный некоторой вьшграш в массе основных опор из-за несколь-

Шасси с передней опорой Шасси с хвостодоа опорой

Рис. 11.9. Путевая устойчивость самолета при движении по земле со сносом

ко меньшей их высотм (при одинаковом посадочном угле атаки высота основах опор у шасси с передней опорой, расположенных сзади пектра масс самолета, будет меньше высоты расположенных впереди центра масс основ- ных опор у шасси с хвостовой опорой), общая масса шасси получается большей, чем масса шасси с хвостовой опорой.

2. Возможность появления самовозбуждающихся колебаний свободно ориентирующихся колес передней опоры, называемых шимми, требует для их предотвращения постановки специальных гасителей колебаний - демпферов шимми, что приводит к усложнению и утяжелению конструкции.

3. Значительно большие объемы в фюзеляже, необходимые для уборки передней опоры, в сравнении с объемами, потребными для уборки хвостовой опоры. Особенно большие трудности возникают при установке и уборке передней опоры на самолетах с двигателем, расположенным в носовой части фюзе;шжа.

4. Опасность аварии или даже катастрофы при повреждении и поломке, передней опоры, в то время как поломка хвостовой опоры приводит к значительно меньшим неприятностям.

5. Продольная неустойчивость при движении самолета по аэродрому с приподнятой передней опорой при разбеге.

Преимущества велосипедного шасси состоят в следующем.

1. Малая высота шасси для самолетов-высокопланов.

2. Отсутствие на крыле гондол для уборки шасси.

3. Опоры не попа,цают в струю горячих газов двигателей на самолетах вертикального взлета н посадки.

4. Выравнивание нагрузок между колесами задней и передней опор в схеме с большим углом 7, что приводит к снижению давления на покрытие аэродрома.

Велосипедное шасси имеет следующие недостатки:

1. Необходимость выделетш значительного объема в средней части фюзеляжа для. уборки задаей опоры, что вызьшает большие затруднения в компоновке транспортных самолетов и самолетов с двигателем, расположенным в средней части фюзеляжа самолета.

2. Утяжеление фюзеляжа из-за больших нагрузок от опор и из-за напи-чия больших вырезов )uih уборки шасси.

3. Поперечная неустойчивость при движении по земле и связанные с этим трудности при посадке с боковым ветром.

А схема с большим углом 7 имеет еще и следующие недостатки:

4. Трудности рулежки по земле из-за большой нагрузки на переднюю опору и необходимость в связи с -этим установки мощного и тяжелого механизма поворота колес.

5. Установка дополнительного механизма, обеспечивающего либо укорочение задней опоры, либо удлинение передней, что утяжеляет конструкцию и уменьшает надежность.

6. Высокая точность посадки, обеспечивающая одновременное приземление на обе опоры.

Шасси с хвостовой опорой применяется на самолетах с малыми посадочными и взлетными скоростями, где недостатки схемы проявляются незначительно, но удается получить выигрыш в массе.

Особенно выгодна эта схема для самолета с поршневым двигателем, установленным в носу фюзеляжа.

Велосипедная схема шасси с большим углом 7 может оказаться выгодной для тяжелого скоростного самолета, у которого в районе центра масс

необходимо разместить большой отсек для сбрасываемых грузов. Это приводит к необходимости применения высокопланной схемы. При размещении основных опор на крьше они получились бы в этом случае очень высокими и тяжелыми, для их уборки пришлось бы ставить большую гондолу. Велосипедная схема шасси с малым углом у целесообразна для самолетов вертикального взлета и посадки, так как она исключает возможность попадания опор в струю газов двигателей и не имеет недостатков, связанных с большой нагрузкой передней опоры.

Для большинства же современных самолетов наиболее выгодно.й является схема шасси с передней опорой, поэтому она и нашла самое широкое применение.