книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов

Разделитель

Двухщелевой закрылок

На большой скорости

п \ \ Реактивный' При посадке \ \ занрыл0И

Ф и г . 4 .8

атаки. Конструктив-мая простота ребер объясняет широкое распро­ странение их в современном самолетостроении.

Серьезным недостатком стреловидных крыльев является их больший вес' по сравнению с трапециевидными, что объясняется

большей длиной лонжеронов (при том же размахе, что и у прямых крыльев) и наличием значительных крутящих моментов в местах крепления крыльев к фюзеляжу.

421

Область рационального применения стреловидных крыльев — околозвуковые-и сверхзвуковые самолеты с максимальными скоро­ стями полета, лежащими в пределах от 1000 до 2000 км/час.

Форма и относительные .размеры профилей стреловидных крыль­ ев такие же, как и у трапециевидных или прямоугольных, но п,ри одних и тех же скоростях полета и одинаковых значениях волновых сопротивлений относительная толщина у стреловидных крыльев мо­ жет .быть больше, чем у прямых.

тельной толщине профилей в с = 3-ь4% . Кроме того, абсолютная толщина .корневых сечений подобных крыльев получается сравни­ тельно большой, что позволяет осуществить уборку шасси в крыло, несмотря на малые относительные толщины его профилей.

Далее, стреловидность .по передней кромке лепко может быть осуществлена достаточно большой, что позволяет еще в большей мере' снизить волновое сопротивление в трансзвуковой области по­ лета.

Однако большие критические углы атаки не позволяют исполь­ зовать максимальные значения коэффициентов подъемной силы крыла, а большие скосы потока при больших а, свойственные крыльям малых удлинений, настолько снижают эффективность го­ ризонтального оперения, что приводят к нерациональности его при­ менения и переходу к бесхвостой схеме летательного аппарата. Од­ нако .реальная несущая способность бесхвостых самолетов с тре­ угольными крыльями примерно вдвое меньше обычных. Это обстоя­ тельство приводит к необходимости снижения нагрузки на 1 м 1 крыла, а следовательно, к увеличению размеров и веса летатель­ ных аппаратов подобных схем и соответственному увеличению мощ­ ности, потребной для полетов.

Несмотря на уменьшение нагрузки па поверхность крыла, поса­ дочные скорости бесхвостых самолетов с треугольными крыльями

крыльев получила достаточно большое распространение (фиг. 4.9,6).

§ 4.3. ПОСАДОЧНАЯ МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛЬЕВ

Наипростейшим по конструкции является простой щиток, широко применявшийся на истребителях периода второй миро­ вой войны. Прирост коэффициента подъемной силы при длине щитка, равной 60% размаха крыла, составляет Дс_у~0,6 ч -0,7. Простые щитки не применимы у крыльев с малой относитель­ ной толщиной и малых хордах, так как при этом не обеспе-

422

чивается достаточная жесткость как щитков, так и кормовых частей крыльев. При тонких крыльях применяют простые за­ крылки с одновременным отгибом вниз носиков крыла (фиг. 4.9).

получили двухщелевые закрылки, обеспечивающие прирост подъемной_силы Дс_у= 1,0 -н 1,2 для крыльев с относительной

толщиной с = 0,12 -г- 0,14 (фиг. 4.8). Начинают применяться за­ крылки с принудительным сдувом пограничного слоя и реактив­ ные закрылки, эффективность которых определяется количест­ вом энергии подводимого воздуха (Дсу может достигать несколь­ ких единиц). Подобный энергетический способ увеличения подъ­ емной силы крыла имеет существенный недостаток, заключаю­ щийся в том, что в случае установки турбореактивного двига­ теля прекращается и подача воздуха к механизации крыла, а при вынужденной посадке наименьшее значение посадочной скоро­ сти является наиболее нужным. Поэтому наиболее целесообраз­ ным является применение реактивных закрылков или сдува по­ граничного слоя у многодвигательных самолетов.

§ 4.4. КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛЬЕВ И РУЛЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

По силовой схеме крылья и рулевые поверхности подразде­ ляются на три основные группы.

К р ы л ь я с н е р а б о т а ю щ е й, п о л о т н я н о й о б ш и в - к о й и каркасом, состоящим из лонжеронов, нервюр и внутренних проволочных расчалок (фиг. 4.3,а). Подобные крылья 'наиболее просты в изготовлении и ремонте, дешевы, при малой нагрузке на 1 м2 поверхности и подкосной схемекрепления имеют наименьший вес. Однако они непригодны для скоростных самолетов вследствие, плохих аэродинамических форм, малой жесткости и недостаточной

ловой каркас которых состоит из лонжеронов, нервюр и жесткой об­ шивки, подкрепленной набором стрингеров (фиг. 4.6). Обшивка

мых разнообразных поперечных сечений (фиг. 4.10).

Стрингеры служат для подкрепления обшивки при ее работе на сжатие, повышая критические напряжения при потере устойчивости обшивки. Кроме того, (стрингеры передают нагрузку с обшивки на нервюры и сами воспринимают значительную долю растягивающих и сжимающих усилий при поперечном Изгибе крыла. Кроме стрин­ геров, нормальные усилия поперечного изгиба крыла восприни­ маются полками лонжеронов, а также и самой обшивкой, которая, кроме того, воспринимает касательные усилия кручения крыла. Ка-

423

сательиые напряжения поперечного изгиба воспринимаются стей­ ками лонжеронов, при -балочной конструкции лонжеронов или рас­ косами при ферменном лонжероне.

Нервюры служат для придания формы поперечным сечениям крыла, передают аэродинамическую нагрузку с обшивки па лонже­ роны и сами работают на поперечный изгиб в направлении, перпен­ дикулярном плоскости хорд крыла.

Крылья с работающей обшивкой в настоящее время в авиации нашли наиболее широкое распространение, так как они имеют наи­ меньший вес при заданной прочности и жесткости и удовлетвори­ тельную гладкость внешней поверхности. Однако их изготовление и ремонт сложнее, чем у предыдущей 'конструкции, но живучесть выше.

К недостаткам таких крыльев следует отнести резкое снижение прочности и жесткости в местах вырезов обшивки, например под люк уборки шасси (фиг. 4.7). В этих*случаях обшивку крыла зача­ стую вводят в работу только на кручение, а -поперечный изгибаю­ щий-момент полностью воспринимается лонжеронами.

Для дальнейшего снижения веса и увеличения гладкости и точ­ ности контуров внешней поверхности крыла применяют панельные конструкции, у которых обшивка и стрингеры выполнены заодно це­ лое, либо путем фрезерования из целых плит, либо штамповкой или прокаткой (фиг. 4.9 и 4.10). Основным недостатком подобных кон­ струкций является их дороговизна, обусловливаемая сложностью изготовления, и существенное снижение прочности при наличии вы­ резов в обшивке.

М о н о л и т н ы е к р ы л ь я ' и р у л е в ы е п о в е р х н о с т и . При очень тонких крыльях и рулях, свойственных летательным ап­ паратам больших сверхзвуковых скоростей, обеспечение требуемой прочности, а в особенности жесткости вынуждает -выполнять несу­ щие поверхности сплошными из металла, несмотря на их значитель­ ный удельный вес (фиг. 4.4, 4.5 и 4.9,6). Подобные несущие и ру­ левые поверхности главным образом используются на реактивных управляемых снарядах типа «воздух-воздух».

Монолитные конструкции, состоящие из сравнительно тонкой оболочки и легкого внутреннего заполнителя из пенопласта или со­ тового заполнителя из алюминиевой фольги или пластмассы, в ве­ совом отношении более выгодны (фиг. 4.10). Соединение обшивки с заполнителем осуществляется с помощью особых 'Пленочных клеев, требующих при склейке нагрева до 120—150° с одновремен­ ным давлением на обшивку 1,5—2 и выше атмосферы. Главное до­ стоинство подобных конструкций — их высокая жесткость; что осо­ бенно важно для рулевых поверхностей. Кроме того, получается бо­ лее гладкая внешняя -поверхность, чем при клепаной конструкции, и снижается трудоемкость. Однако при этом требуется специальное заводское оборудование и контрольная аппаратура.

Повышение точности размеров и гладкости внешних поверхно­ стей летательных аппаратов может быть достигнуто путем сборки

4 2 4 .

:

Фиг. 4.10

их с 'базой на обшивку, что требует применения конструкций, имею­ щих внутренние технологические .разъемы или технологические ком­ пенсаторы (фиг. 4.10). Подобные конструкции позволяют закапчи­ вать процесс клепки внутри собираемой части по технологическому разъему, одновременно прижимая внешние обшивки к точно изго­ товленным и выверенным шаблонам стапеля сборки, компенсируя таким образом все неточности изготовления собираемых частей со­ ответствующим смещением их в направлении, перпендикулярном технологическому разъему.

§ 4.5. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ И СВЕДЕНИЯ ПО РУЛЕВЫМ ПОВЕРХНОСТЯМ

К рулевым поверхностям предъявляются следующие дополни­ тельные требования:

—достаточная эффективность во всем летном диапазоне ско­ ростей (т. е. возможно большее приращение коэффициента подъ­ емной силы с у по углу отклонения рулей) при возможно меньшем аэродинамичедком сопротивлении;

—возможность балансировки летательных аппаратов в нор­

мальных условиях полета (на всех высотах и скоростях) при взлете

ипосадке;

—возможно меньшие шарнирные моменты рулей или мини­ мальное значение энергии, необходимой для срабатывания рулёй.

Для маневренных реактивных снарядов одним из первоочеред­ ных требований является возможно меньшее время срабатывания рулей.

Невозможность удовлетворешш в одной конструкции всех выше­ указанных требований приводит к разнообразным конструктивным ■решениям, которые рассмотрены ниже.

Для повышения эффективности рулевых поверхностей послед­ ние должны быть размещены возможно дальше от центра тяжести летательного аппарата, что не требует пояснений.

У дозвуковых летательных аппаратов для повышения эффектив­ ности рулей необходимы кили и стабилизаторы, расположенные впереди рулей (желательно управляемые в полете), при этом рули не должны иметь вырезов, так как они приводят к снижению при­ ращения Су по углу отклонения рулей и увеличению аэродинами­ ческого сопротивления (фиг. 4.1). Комбинация стабилизатора (ки­ ля) с отклоненным рулем высоты (направления) образует поверх­ ность с .большой кривизной средней линии профиля, что, как извест­ но из аэродинамики, при дозвуковых скоростях полета приводит к существенному увеличению коэффициента подъемной силы опере­ ния.

У сверхзвуковых летательных аппаратов, наоборот, рулевые ор­ ганы осуществляют в виде целых поверхностей без стабилизаторов и килей, что обеспечивает большую их эффективность на сверхзву­ ковых скоростях, при которых отсутствует аэродинамический эф­ фект кривизны средней линии профиля (фиг. 4.2 и 4.3, б) .

426

Для повышения эффективности хвостового оперения последнее не должно попадать в подторможенную и завихренную спутную струю крыла (или фюзеляжа), а для этого горизонтальное опере­ ние .размещают либо высоко над крылом на вертикальном оперении

хвостовые рулевые поверхности зачастую размещают под углом 45° к крыльевым плоскостям (фиг. 4.3, б и 4.9, б ).

Существенное повышение управляемости летательных аппара­ тов достигается при размещении рулевых органов спереди крыла (схема «утка», фиг. 4.2), так как в этом случае аэродинамические силы рулей Yp и крыльев У, действуя в одном направлении, скла­ дываются и управляющая сила получается заметно большей, чем у схем с хвостовым оперением, у 1которых аэродинамические силы горизонтального хвостового оперения направлены в обратную сто­ рону подъемных сил крыла (фиг. 4.1).

Наконец, для повышения маневренности летательных аппаратов (что особо важно для реактивных управляемых снарядов типа «воздух-воздух» или «земля-воздух») осуществляют управление по­ летом снарядов путем изменения углов.атаки подвижных крестооб­ разных крыльев (фиг. 4.9). Подобная конструкция позволяет соз­ давать управляющие-силы одновременно в двух взаимно перпенди­ кулярных направлениях без изменения положения корпуса, обла­ дающего большой инерцией. При этом система управления полу­ чается наиболее простой, однако рулевые машины требуются боль­ шей мощности, так как поверхность крыльев всегда больше поверх­ ности рулей.

§ 4.6. КОНСТРУКТИВНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ ПО СНИЖЕНИЮ ШАРНИРНЫХ МОМЕНТОВ РУЛЕЙ ИЛИ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ РУЛЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

,меняется он у рулевых поверхностей, подвешенных к килю, стаби­ лизатору или крылу. При дозвуковых скоростях полета центр дав­ ления аэродинамических сил находится примерно на 1/3 средней аэродинамической хорды от ее носка, поэтому, смещая ось вращения

руля назад, можно существенным образом снизить шарнирные мо­ менты М ш аэродинамических сил, возникающие при отклонении руля. Площадь руля, находящаяся впереди оси вращения, получила название осевого аэродинамического компенсатора (фиг. 4.11).

Площадь осевого аэродинамического компенсатора составляет' 28—30% от всей площади руля. В противном случае может иметь место явление аэродинамической перекомпенсации рулей, сопро­

427

вождаемое наличием обратных давлении на командные рычаги уп­ равления самолетом, что является недопустимым.

При тонких профилях крыльев и оперений осевой аэродинамиче­ ский компенсатор приходится делать еще меньших размеров. В про­ тивном случае при отклонении .рулен и элеронов длинный носок аэродинамического компенсатора выйдет за поверхность стабилиза­ тора (или киля, или крыла), что приведет к 'падению подъемной .си­ лы и увеличению сопротивления рулей. Кроме ограниченной эффек­ тивности, к недостаткам осевых аэродинамических компенсаторов следует отнести необходимость очень точного выдерживания в про­ изводстве их внешних форм (размеров). В противном случае может

иметь место существенное изменение шарнирных моментов вплоть до перемены их знака. Наконец, осевая аэродинамическая компен­ сация из-за наличия щели приводит к заметному увеличению аэро­ динамического сопротивления даже при нейтральном положении рулей.

В н у т р е н н и й а э р о д и н а м и ч е с к и й к о м п е н с а т о р . Работает он следующим образом. При отклонении элерона вниз на его нижней поверхности давление в потоке воздуха увеличивается, а на верхней — уменьшается. Эти изменения давлений (по закону Паскаля) распространяются через небольшие щели соответственно

внижнюю и верхнюю «герметизированные» полости компенсатора

ипоследний оказывается под воздействием сил статического давле­ ния и разрежения. Эти силы создают относительно оси вращения

момент, противоположный моменту аэродинамических внешних сил, действующих на отклоненный руль (элерон).

Эффективность рулей с внутренней аэродинамической компенса­ цией выше, чем у рулей с осевым компенсатором. Однако их суще­

428

ственным недостатком является ограниченность углов отклонения, особенно при небольшой относительной толщине профиля, где они не применимы.

С е р в о к о м п е н с а т о р ы р у л е й . Они представляют, собой небольшие по своим размерам поверхности, размещенные у зад­ них кромок рулей, автоматически отклоняющихся в противопо­ ложном направлении отклонению руля на углы примерно в два раза меньше (фиг. 4.11). Подобное движение достигается с по­ мощью простого четырехзвенного кинематического, механизма путем соответствующего подбора его плеч. Физическая сущ­ ность работы сервокомпрессора заключается в следующем. При отклонении руля, например, вниз на нем возникает аэродинами­ ческая сила Ylp, направленная вверх по нормали к хорде. Эта сила создает шарнирный момент^ равный Y}pd. На сервокомпен­ саторе, отклоненном с помощью тяги и рычага вверх, возникает небольшая по величине аэродинамическая сила У1ск, направлен­ ная вниз. Эта сила, находясь на сравнительно большом рас­ стоянии от оси врщения руля, создает момент обратного знака, У]ек1, уменьшающий шарнирный момент аэродинамической силы руля, который в конечном итоге будет определяться уравнением

- М щ= Ylpd - YiCKl.

Подбором площади сервокомпенсатора, очевидно, можно по­ лучить любую степень снижения шарнирных моментов рулей, однако при этом будет одновременно падать и его эффектив­ ность, так как сила, действующая на отклоненный сервокомпен­ сатор, вычитается из полезной силы Ylp руля. Кроме того, аэро­ динамические силы автоматически отклоняющегося сервоком­ пенсатора могут явиться источником самовозбуждающихся ко­ лебаний рулей, и тем вероятнее, чем больше силы YUk. Это обстоятельство является крупным недостатком, препятствующим использование подобной конструкции в качестве основного сред­ ства уменьшения шарнирных моментов рулей.

П р у ж и н н ы й с е р в о к о м п е н с а т о р . Широко приме­ няется на многодвигательвых дозвуковых самолетах. Он позволяет, осуществить переменную по скоростному напору аэродинамическую компенсацию рулей. Принципиальная кинематическая схема пру­ жинного сервокомпенсатора изображена на фиг. 4.11. Физическая сущность работы' сервокомпенсатора заключается в следующем. Рычаг-качалка руля может вращаться на своей оси и связан с ру­ лем пружинами (или одной спиральной пружиной), натяжение ко­ торых препятствует вращению рычага-качалки относительно руля. Таким образом, при малых усилиях в тяге управления рычаг-качал­ ка и руль вращаются как одно целое. При больших шарнирных. моментах руля усилие в тяге управления становится больше вели­ чины усилия 'Натяжения пружин, последние деформируются и ры­ чаг-качалка проворачивается' относительно руля. При этом специ­

429