Шарнирные моменты

§ 1. Понятие о шарнирном моменте. Аэродинамическая компенсация рулей

В предыдущих главах рассматривались аэродинамические силы и их моменты относительно осей, проходящих через центр тяжести летательного аппарата. Эти силы и моменты непосред­ственно входят в уравнения движения, поэтому от них зависит характер движения летательного аппарата, форма его траек­тории.

В данной главе будут рассмотрены так называемые шарнир­ные моменты, т. е. моменты аэродинамических сил, действующих на органы управления (рули, элероны), относительно их осей вращения. Хотя шарнирные моменты в явном виде и не фигури­руют в уравнениях движения, они также оказывают значитель­ное влияние на характер управляемого полета.

Для того чтобы отклонить те или иные рули, необходимо пре­одолеть их шарнирный момент. Чем больше величина команды, вырабатываемая системой управления, тем больше требуемое отклонение рулей и тем большую мощность должен развить си­ловой привод рулей — рулевая машинка. Но поскольку мощность рулевой машинки ограничена, то может наступить такое положе­ние, когда при увеличении команды рули перестанут отклоняться. Другими словами, угол отклонения рулей в этом случае будет определяться не величиной команды, а мощностью привода. Это внесет ограничение в величину располагаемых перегрузок, т. е. в маневренность летательного аппарата. Очевидно также, что чем больше величина шарнирного момента, тем меньшей получится скорость отклонения рулей и тем медленнее будет реакция лета­тельного аппарата на команду управления.

Таким образом, величина шарнирных моментов влияет на маневренные свойства летательного аппарата и на точность уп­равления его полетом.

Рассмотрим схему возникновения шарнирного момента (рис. 7.1). Пусть Np — нормальная к плоскости рулей составляющая аэродинамической силы, действующей на рули, h — расстояние от центра давления руля до оси вращения, причем h>0, если центр давления расположен позади оси вращения.

Условимся считать шарнирный момент положительным в том случае, когда он стремится отклонить руль в положительном на­правлении. Тогда M_ш = – N_ph. (7.1)

Шарнирный момент органов управления принято выражать через безразмерный коэффициент шарнирного момента т_ш: M_m = m_шq_pS_pb_A.p = m_шqk_1ТS_pb_A.p, (7.2)

где S_Р и b_A.р — площадь и средняя аэродинамическая хорда руля. Из (7.1) и (7.2) следует, что (7.3)

Коэффициент шарнирного момента зависит от типа рулей и их формы, от положения оси вращения, числа М набегающего потока, угла атаки летательного аппарата α и угла отклонения рулей δ.

Формула (7.2) показывает, что при соблюдении геометриче­ского и аэродинамического подобия, т.е. при сохранении неиз­менными формы руля, числа М, углов α и δ, но при увеличении размеров рулей или при увеличении скоростного напора шарнир­ный момент возрастает. Так, например, если линейные размеры рулен увеличить в 2 раза (сохраняя геометрическое подобие), то шарнирный момент возрастет в 8 раз.

Таким образом, увеличение размеров летательного аппарата и скорости его полета ведет к резкому увеличению шарнирных моментов, а вместе с ними и усилий, необходимых для отклонения рулей.

Е сли размеры рулей и скоростной напор заданы, то снизить величину шарнирного момента можно только путем уменьшения коэффициента т_ш. Основным средством для достижения этой цели является применение аэродинамической компенсации рулей. Существуют различные виды аэродинамической компенсации. Сдвигая, например, ось вращения руля назад от передней кромки (рис. 7.2) и приближая ее тем самым к центру давления, мы, уменьшаем плечо h. Такой вариант аэродинамической компенса­ции называется осевой компенсацией. Часть руля, находящаяся перед осью вращения и создающая шарнирный момент обратно­го знака, является компенсатором. Величина осевой компенсации измеряется отношением площади компенсатора S_о.к к об­щей площади рулей S_Р и выражается обычно в процентах: .

Чем дальше отодвинута ось вращения руля от передней кром­ки, тем больше S_0r.k и тем меньше будет шарнирный момент. Если ось вращения совместить с центром давления руля, шарнирный момент исчезнет совсем, т. е. будет иметь место полная компен­сация. Дальнейшее смещение оси вращения назад вызовет уже перекомпенсацию, т. е. изменение знака шарнирного момента.

В случае перекомпенсации рули являются неустойчивыми: бу­дучи освобожденными, они не установятся в равновесии во флю­герном положении, а отклонятся до предела. Поэтому полет со свободными перекомпенсированными рулями практически не­возможен. Хотя в этом случае управляемый полет и возможен, он значительно усложняется, так как усилия на рычагах управ­ления по знаку не соответствуют отклонению рулей. Так, напри­мер, отклонив ручку управления на себя, летчик, чтобы удержать ее в таком положении, должен приложить к ней усилие от себя.

По указанным причинам на пилотируемых летательных аппа­ратах с ручным управлением аэродинамическая перекомпенса­ция рулей вообще недопустима. При. автоматическом же управ­лении полетом допустимая степень перекомпенсации зависит от конструкции привода рулей и наличия или отсутствия обратной связи между рулями и рулевой машинкой.

К осевой компенсации близка по своей идее внутренняя ком­пенсация, применяемая иногда для снижения шарнирных момен­тов элеронов (рис. 7.3). В этом случае компенсатор представляет собой пластину, являющуюся продолжением носка элерона. Эта пластина находится в полости крыла, соединенной с внешний пространством узкими щелями в месте сопряжения элерона с крылом. Верхняя часть полости герметически отделена от нижней части гибкой перегородкой.

При отклонении элерона возникает разность давлений на его верхней и нижней поверхностях. Эта разность давлений пере­дается через щели внутрь полости и действует на компенсатор, создавая шарнирный момент обратного знака.

Д остоинство внутренней компенсации состоит в том, что компенсатор не вносит никаких возмущений в поток. К недостат­кам ее следует отнести ограничение диапазона. углов отклоне­ния элеронов, в особенности при тонком профиле крыла.

Иногда применяется роговая компенсация (рис. 7.4), когда рули делают с концами, выступающими впереди оси вращения и дающими шарнирный момент обратного знака по сравнению с моментом, создавае­мым основной частью руля. При больших углах отклонения руля роговой компенсатор ухудшает обте­кание оперения, что может вызвать нежелательные вибрации его.

Рис. 7.4. Роговая компенсация

Существуют и другие виды аэродинамической компенсации. Однако наибольшее распространение получила осевая компенса­ция вследствие простоты своего конструктивного выполнения и хороших аэродинамических характеристик.