книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

Руль в струе газа ведет себя подобно воздушному рулю самоле­ та в потоке воздуха. Угол поворота газоструйного руля 8 г.р обычно меняется в довольно широких пределах. Так, напри­ мер, в ракетах ог. р = +15 -s- 25°.

§5.2. НАГРУЗКИ НА ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ

108.Нагрузками оперения являются аэродинамические и мас совые силы. Аэродинамические нагрузки делятся на уравнове­ шивающие, маневренные и от порывов неспокойной атмосферы. Во всех расчетных случаях нагружения принимают, что погон­ ная воздушная нагрузка по размаху неподвижных частей (стаби­

деления погонной нагрузки надо знать величины равнодействую­ щ их Р э и коэффициента безопасности f, а также распределение нагрузки вдоль хорды рассчитываемой части.

109. Уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения

определяется из условия равновесия моментов летательного ап­ парата относительно поперечной оси z

оперения относительно оси z и коэффициент момента, величина

ленных для всех расчетных случаев крыла. Коэффициент безо­ пасности f принимают таким же, как в соответствующем расчет­ ном случае крыла. На фиг. 5.10 показано распределение уравно­ вешивающей нагрузки по хорде стабилизатора Ьст, располо­

120

женного в хвостовой части статически устойчивого летательного аппарата. Нагрузки на рули при этом даются в виде сил, распо­ ложенных по линии шарниров подвески руля. Вследствие того, что нагрузки на стабилизатор и на руль направлены в противо­ положные стороны, стабилизатор нагружается одновременно значительными изгибом и кручением.

Распределение нагрузки вдоль хорды управляемого стабили­ затора при М > \ можно принять таким, как показано на фиг. 5.12,6.

Вдоль размаха погонную нагрузку приближенно считают про­ порциональной хордам (на треугольном стабилизаторе при М<1 постоянной, как и на треугольном крыле).

110.Маневренная нагрузка горизонтального оперения ДЯэман

действует при резком отклонении рулей и вызывает угловое ус­ корение

^Г.о

где Imz — момент инерции аппарата относительно оси г.

прибавляется собственно маневренная нагрузка ДР* ан1:

=+ Д Р э

май 1*

висит от рассматриваемого расчетного случая полета, резкости отклонения руля, устойчивости и других качеств летательного аппарата и задается нормами прочности. Величина коэффициен­ та f принимается в соответствии с рассматриваемым расчетным случаем.

Второй вид маневренной нагрузки возникает в некоторых случаях полета, например, в процессе выполнения горки, когда уравновешивающая часть нагрузки в зоне изменения ее знака сравнительно мала и ею можно пренебречь. В этих случаях пол­ ная маневренная нагрузка определяется так:

причем &2>&ь

Коэффициент безопасности в этом случае f = 2.

На фиг. 5.11,а показан пример распределения маневренной нагрузки на докритических числах М, а на фиг. 5.11,6 — при закритических. При этом обязательно рассчитывается прочность крепления обшивки к каркасу.

121

111. Нагрузка при полете в неспокойном воздухе берется обычно при полете на максимальной скорости и состоит из урав­ новешивающей нагрузки при п=1 и добавки за счет порыва, ко­ торые считаются направленными в одну сторону:

Р н .в = Р у Р(п = 1) + Л ^ н .в .

где по аналогии с крылом

2 dar.o

Обычно принимают k —0,8; скорость вертикального потока и

— Ю н- 15 м/с.

распределения нагрузки вдоль хорды показан на фиг. 5.12,а на докритических числах М и на фиг. 5.12,6 — на закритических. На управляемом стабилизаторе характер распределения нагрузки вдоль хорды будет таким же.

Для неманевренных летательных аппаратов нагрузки, обус­ ловленные неспокойной атмосферой, могут по величине превы­ шать маневренные нагрузки.

112. Определение нагрузок на вертикальное оперение по нор­ мам прочности проводится подобно тому, как это делается для горизонтального оперения. Специфичной для него является на­ грузка в случае остановки двигателей по одну сторону от плос­ кости симметрии аппарата ^в-0-двиг-

Величина этой силы, парирующей момент относительно вер­ тикальной оси у при односторонней остановке двигателей, приб­ лиженно может быть определена по

M v

Я в . о . д в „ г ^ ( 1 , 6 ^ 1 , 9 ) г 21,

^В.О

122

где М у— момент, равный сумме произведений тяг РЛБ1 работа­ ющих двигателей на их плечи относительно оси у. Коэффициент безопасности принимается / = 2.

113.Случай одновременного нагружения горизонтального и вертикального оперений может оказаться расчетным как для фюзеляжа, так и для горизонтального (вертикального) опере­ ния, если на нем крепится вертикальное (горизонтальное) опе­ рение. При этом обычно принимают, что на каждое из оперений действует 75% от его максимальной эксплуатационной нагрузки, выявленной раздельно, поскольку одновременное действие пол­ ных нагрузок мало вероятно.

114.Случай несимметричного нагружения горизонтального

(разнесенного вертикального) оперения имеет место при полете со скольжением или при отклонении руля поворота (высоты). За исходную принимают эксплуатационную нагрузку соответствую­ щего оперения и считают, что на одной половине она приблизи­ тельно на 20% уменьшится, а на другой на столько же увеличит­ ся. Этот случай нагружения может оказаться опасным по изгибу оперения и по нагрузкам на узлы их крепления.

115. Величины воздушных нагрузок на элерон (интерцептор)

пропорциональны их площадям и скоростному напору q:

элеронов и интерцепторов невелики и ими обычно пренебрегают.

116. Величины управляющих сил реактивных органов управ­ ления выбираются из условия необходимой управляемости и ба­ лансировки на тех режимах полета аппарата, на которых управ­ ление осуществляется реактивными органами.

§5.3. КОНСТРУКЦИЯ и РАБОТА ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

117.Непосредственной задачей оперения является образова­ ние переменных по величине и направлению аэродинамических

сил, обеспечивающих заданные режимы полета аппарата. Эта задача по своему характеру близка к задаче, выполняемой кры­ лом; поэтому силовые схемы и конструкции оперения и крыла весьма сходны в своей основе. Расчет на прочность их также аналогичен.

118. Некоторую специфику в конструкции имеют управляемые стабилизаторы, элементы крепления которых к фюзеляжу или килю должны обеспечить передачу всех силовых факторов и од­ новременно возможность поворота при управлении. Для умень­ шения затрат мощности на привод (а следовательно, и веса) ось вращения стабилизатора рационально располагать между край­

12»

ними положениями центров давления на дозвуковой и сверхзву­ ковой скоростях полета. При выборе конструкции управляемого стабилизатора особо обращают внимание на требования ком­ поновки, жесткости, отсутствия недопустимых люфтов.

119. Необходимость обеспечить вращение стабилизатора при­ водит к постановке балки (оси), которая неподвижно связана либо с его консолью (консолями), либо с конструкцией фюзе­ ляжа или киля. В первом случае подшипники качения (или скольжения) закрепляются на фюзеляже или киле, во втором— на консолях стабилизатора. Тяги управления подводятся на не­ котором плече от оси.

Силовые схемы управляемых стабилизаторов могут быть та­ кие же, как и у крыла.

120. На фиг. 5.13 представлена силовая схема управляемого однолонжеронного стабилизатора с подкосной балкой. При не­ которых формах в плане стабилизатора (например, треуголь­ ной) такая схема выгодна в том отношении, что легко конст­ руктивно обеспечить нужное плечо, с аэродинамической силы относительно оси вращения. Однако в отличие от крыла с под­ косной балкой, крепящегося к фюзеляжу на трех шарнирных узлах (см. п. 73), стабилизатор должен обязательно иметь бор­ товую усиленную нервюру 1—2—4 для передачи на балку-ось 2—2' сил как от лонжерона из точки 1, так и от корневой нервю­ ры из точки 4. В отличие от соответствующей силовой схемы крыла, однолонжеронный управляемый стабилизатор с перело­ мом у борта фюзеляжа (киля) (фиг. 5.14) не требует установки мощной бортовой нервюры, ибо составляющая изгибающего мо­ мента Мл лонжерона в плоскости борта /Икорн передается не­ посредственно в виде кручения фюзеляжной части лонжерона (балки-оси) на участке 2—3 и уравновешивается на кронштейне управления.

124

Однако плечо с на сверхзвуковых скоростях полета в ряде случаев получается более значительным. Следовательно, от точ­ ки 2 к точке 3 передается больший крутящий момент, что приво­ дит к увеличению веса лонжерона, кронштейна управления и при­ водов к нему. Эта схема может оказаться выгодной для стаби­ лизаторов такой формы, при которой требуется малый угол стре-

дится или применять усложненные конструктивные схемы уста­ новки управляемого стабилизатора (фиг. 5.15), или, если позволя­ ют условия аэродинамической компоновки, помещать его на киле. В последнем случае база между подшипниками получается не­ большая (нагрузки на них большие). Кроме того, дополнитель­ но догружается киль. Все это приводит к утяжелению конструк­ ции.

Схема крепления, представленная на фиг. 5.15, может иметь место в тех случаях, когда в конструкции фюзеляжа удается ук­ репить подшипники на достаточной (из условий приемлемых га­ баритов и веса узлов) базе. Она конструктивно не очень слож­ на и требует сравнительно небольшой дополнительной затраты веса. Каждая консоль может управляться независимо, что поз­ воляет сделать их дифференциально управляемыми. Такая кон­ струкция является также выгодной с точки зрения боевой живу­

125

чести и надежности. Плечо с легко выбрать рациональным, исхо­ дя из меньших затрат мощности и веса на привод.

Характер эпюр Q, М и Л4К по консоли и внутрифюзеляжной части балки-лонжерона (оси) 0—2 показан на фиг. 5.15. Попе­ речная сила и изгибающий момент воспринимаются лонжероном. Крутящий момент в консоли воспринимается замкнутым конту­ ром обшивки, а на участке 0—2 — кручением балки-лонжерона. Скачки в точке 2 эпюр изгибающего и крутящего моментов объ­ ясняются тем, что нагрузка носка 1—2—3 передается изгибом нервюр 1—2 и 2—3 в узел заделки их на лонжероне (узел 2).

ноблочная конструкция консолей стабилизатора. При этом роль полок выполняют силовые панели, по продольным сторонам ко­ торых ставят стеши. Силовая увязка моноблочной консоли с бал­ кой-осью требует постановки в корневой части дополнительного набора силовых нервюр.

123. В тех случаях, когда внутри фюзеляжа не оказывается места и условий для крепления подшипников, их приходится ста­ вить внутри консолей стабилизатора, а балки-оси жестко связы­ вать с силовыми шпангоутами фюзеляжа. На фиг. 5.16 представ­ лена такая схема крепления однолонжеронного стабилизатора. К узлу 3 подводится тяга управления, снимающая на плече d

между стенкой лонжерона и осью балки 0—2—5.

Приведенная схема может использоваться также при двухлонжеронной, моноблочной, а также и сотовой конструкциях кон­ солей. При этом не требуется постановки дополнительных сило­ вых нервюр. Кили и стабилизаторы с заполнителем обладают бо­ лее высокой боевой живучестью и жесткостью при достаточно ма­ лом весе. Они могут выполняться из стали, титана или компози­ ционных материалов с помощью клейки или пайки. Такие конст­ рукции рациональны также по усталостной прочности, что суще­ ственно для оперения, работающего в условиях переменных ди­ намических нагрузок. Обе последние схемы (см. фиг. 5.15 и 5.16) могут применяться также и для управляемых килей.

124. Конструкция рулей (высоты, поворота, элеронов, а таиже элевонов) представляет собой многоопорную по длине балку, по силовой схеме аналогичную однолонжеронному крылу.

Для увеличения жесткости руля устанавливается обычно больше двух шарнирных опор, закрепленных на неподвижной части конструкции. Строго говоря, эти шарнирные опоры сами покоятся на упругом основании (стабилизатор, киль, крыло), но при грубых расчетах его упругостью можно пренебречь. Это особенно справедливо для опор элерона на крыле, которое обла­ дает несоизмеримо большей жесткостью, чем элерон.

126

На фиг. 5.17 в качестве примера представлена схема нагру­ жения и уравновешивания элерона и эпюры поперечных сил Q, изгибающего М и крутящего М к моментов. Эпюры М и Q по­ строены как для трехопорной балки. Опоры стремятся располо­ жить так, чтобы абсолютные величины положительных и отрица­ тельных изгибающих моментов отличались бы незначительно. В этом случае лонжерон, который из технологических соображений обычно делается практически постоянного сечения по длине, по­ лучается легче.

Для уменьшения крутящего момента выгодно кронштейн уп­ равления ставить ближе к середине элерона, а ось вращения и лонжерон приближать к его линии центров давления.

Избежать выступания носка за обводы крыла при отклонении элерона можно путем применения так называемой внутренней компенсации (фиг. 5.18), которая состоит в том, что полость А отделена от полости В посредством герметической ткани. Оття­ гивание назад оси вращения, а следовательно, и приближение ее к линии центров тяжести руля выгодно также с точки зрения предотвращения элеронного флаттера (см. п. 297).

125. Назначение и работа элементов конструкции рулей (об­

128

шивки, стрингеров, нервюр и лонжеронов) такие же, как и эле­ ментов крыла. У скоростных летательных аппаратов обшивка рулей делается достаточно жесткой с тем, чтобы не нарушалась гладкость поверхности, важная с точки зрения требований аэро­ динамики.С этой же целью иногда рули скоростных машин за­ полняют весьма легким заполнителем, а нервюры изготовляют в виде тонких листов-перегоро­ док, связанных с обшивкой, стенкой лонжеронов и запол­ нителем на клею. Стрингеры отсутствуют. Заклепочных швов нет. Технология изготов­ ления проще, чем клепаной конструкции.

На фиг. 5.19 показан эле­ рон типичной конструкции.

Для помещения узлов под вески приходится вырезать но­

сок, в результате чего площадь замкнутого контура металличе­ ской обшивки уменьшается. Поэтому для компенсации прочно­ сти и жесткости на кручение на участке выреза под обшивку ставят дополнительные листы. Чтобы замкнутый контур, вклю­ чая носок, работал полностью, до самого участка с вырезом, его ограничивают нервюрами А и В. Для передачи сосредоточенных сил от узлов на основную силовую схему руля в местах распо­ ложения узлов ставят усиленные нервюры С.

С

126. Многоопорные элероны делают, как правило, неразрез­ ными. Несмотря на это, они вращаются достаточно свободно при нагружении крыла, так как узлы крепления элерона и после на­ гружения крыла практически остаются на той же прямой (оси), что и до нагружения. Дело в том, что концевая часть крыла, к которой крепится элерон, нагружается малыми изгибающими моментами М (фиг. 5.20), в то время как по конструктивным со­ ображениям она имеет излишнюю прочность и большую изгибную жесткость.

Чтобы прогибы и деформации самого элерона не приводили к заеданиям в шарнирах вращения, их делают сферическими, а