книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов

альная тяга отклоняет сервокомпенсатор в сторону, обратную от­ клонению руля, снижая тем самым шарнирный момент руля, и тем больше, чем больше скорость полета или угол отклонения руля.

Снижение шарнирных моментов цельных рулен, не имеющих стабилизаторов и килей, у сверхзвуковых летательных аппаратов достигается путем размещения оси вращения рулей на 40% средней аэродинамической хорды. При этом получается примерный мини­ мум по абсолютной величине шарнирных моментов как на дозвуко­ вой, так и на сверхзвуковой скорости, но разных знаков, поскольку центр давления для поверхностей с тонким симметричным профи­ лем на дозвуковой скорости находится примерно на 25% САХ, а при сверхзвуковом полете — на 50% САХ. Это обстоятельство тре­ бует для пилотируемых самолетов наличия необратимого бустерного управления, принципиальная схема которого изложена в § 6.4 раздела II, а конструктивная схема — в главе V настоящего раз­ дела.

§ 4.7. ВЕСОВАЯ КОМПЕНСАЦИЯ РУЛЕЙ И ФИЗИЧЕСКАЯ СУЩНОСТЬ ФЛАТТЕРА

Весовая компенсация рулей заключается в совмещении центров тяжести рулей с их осями вращения с целью предупреждения самовозбуждающихся колебаний, получивших название изгибио-руле вого флаттера (или изгибно-элеронного).

Физическая сущность этих колебаний заключается в следую­ щем. Предположим, что в полете под влиянием порыва ветра конец крыла прогнулся вверх (фиг. 4.12,а) и сечение крыла 1-1 переместилось в положение 1 (фиг. 4.12.6). Под действием сил упругости продольных элементов конструкции крыла рассматри­

430

ваемое сечение стремится вернуться в свое исходное положе­ ние'!}. Это движение конца крыла вниз, очевидно, будет проис­ ходить с ускорением, вследствие чего возникнут силы инерции J, направленные в сторону, обратную движению. В частности, та­ кие силы будут приложены и к элерону (фиг. 4.12,6). При этом, если центр тяжести элерона находится позади его оси вращения, то силы инерции Ja при движении корца крыла с ускорением вниз создадут относительно оси вращения элерона момент, стре­ мящийся повернуть элерон вверх. Это и произойдет ввиду нали­ чия упругих люфтов, неизбежных в проводке управления. В свою очередь отклонение элерона вверх приводит к появлению аэро­ динамической силы Д Y3, направленной в сторону движения и ускоряющей это движение. В результате притока энергии (обус­ ловленного наличием аэродинамической силы Д Y3) крыло, пройдя свое первоначальное равновесное положение 0, прогнется вниз до положения 5. Из этого положения силы упругости крыла за­ ставят перемещаться конец крыла вверх с ускорением. Возни­ кающие при этом силы инерции J3 отклонят элерон вниз. Снова возникает аэродинамическая сила, направленная в сторону дви­ жения и ускоряющая это движение.

Таким образом, если центр тяжести элерона находится позади его оси вращения, то при любом прогибе конца крыла возникают аэродинамические силы, способствующие усилению колебаний кон­ цов крыла. Подобные силы принято называть возбуждающими си­ лами.

Если же путем размещения в носке элерона грузов центр тяже­ сти элерона будет совмещен с его осью вращения (фиг. 4.12, в), то очевидно, что при колебании концов крыла силы инерции J3 уже не смогут создавать моментов, вызывающих отклонение элерона. Сле­ довательно, весовое уравновешивание элерона относительно его оси вращения, получившее название весовой компенсации элерона, при­ водит к. ликвидации аэродинамических сил, возбуждающих колеба­ ния конца крыла. Эти возбуждающие силы, как доказывается в аэродинамике, пропорциональны квадрату скорости движения лета­ тельного аппарата. Поэтому их роль особенно велика у скоростных самолетов.

Однако в процессе колебаний крыла в набегающем потоке воздуха, кроме возбуждающих сил и сил упругости крыла, имеют место демпфирующие аэродинамические силы. Эти силы обус­ ловливаются изменением действительных углов атаки концов крыла, колеблющегося в вертикальной плоскости, что легко мож­

431

мая 2) пропорциональны первой степени скорости полета и при малых скоростях, как правило, больше возбуждающих аэродина­ мических сил (фиг. 4.12, г, кривая 3). Поэтому явление флаттера на малых скоростях полета не наблюдается (фиг. 4.12, прямая 1 — демпфирующие силы упругости крыла).

Кроме нзгибно-элерогагого или изгнбмо-рулевого флаттера, воз­ можны другие виды самовозбуждающихся колебаний, например из- гнбно-крутильный флаттер, возникающий при недостаточной жест­ кости на кручение несущих поверхностей и п.ри расположении цент­ ра тяжести крыла позади его оси жесткости. Все эти сложные явле­ ния флаттера весьма полно исследованы советскими учеными М. В. Келдышем и Е. П. Гроссманом и другими работниками ЦАГИ, в результате работ которых была создана теория флаттера И выработаны практические рекомендации по его устранению. В

а.ф. ож.ц.т

частности, для устранения изгибно-крутильного флаттера необхо­ димо, чтобы центр тяжести несущей поверхности находился бы от ее носка по хорде не дальше оси жесткости ож (фиг. 4.13), для чего обычно приходится размещать в носке концов крыла противофлаттерные грузы.

заключается в следующем. При отклонении элерона вниз на угол о э (фиг. 4.13) возникает аэродинамическая сила 4- Y 3, про­ порциональная углу отклонения 8Э. Эта сила создает относитель­ но оси жесткости крыла момент, равный + Y3a, закручивающий

432

•крыло в сторону уменьшения углов атаки. При недостаточной жесткости крыла на кручение угол закрутки может быть столь большим, что набегающий поток будет обдувать крыло под отрицательным углом — а. Возникающая при этом отрицательная подъемная сила — Ya по абсолютной величине может оказаться больше силы Кэ, в результате кренящий момент получается в обратную сторону желаемому моменту крена, т. е. получается обратное действие элерона, или его реверс.

Очевидно, что необходимая величина жесткости несущих по­

§ 4.8. ВИБРИРУЮЩИЕ РУЛИ, ИЛИ ИНТЕРЦЕПТОРЫ — ПРЕРЫВАТЕЛИ ПОТОКА

Желание устранить недостатки,- свойственные обычным рулям, привело к сЪзданию вибрирующих рулей, или интерцепторов,' пред­ ставляющих собой пластики, выступающие из внешнего контура по­ верхности крыльев или оперения и совершающие быстрые колеба­ ния в плоокости, перпендикулярной оси лт летательного аппарата

(фиг. 4.14). Отклонение их в крайние положения осуществляется с помощью электромагнита, а возвращение в нейтральное положе­ ние — с помощью пружины. В зависимости от времени пребывания пластины в крайнем положении (верхнем или нижнем, правом или левом) прерыватель вызывает соответствующее торможение пото­ ка, сопровождаемое повышением „давления, где поток -прерван, а следовательно, возникает соответствующая управляющая сила. Эта

управляющая сила будет пропорциональна коэффициенту .команды $, под которым подразумевают отношение

где т4 — время пребывания пластинки, например, в верхнем по­ ложении;

т3 — время пребывания пластинки в нижнем положении; Т — полный период колебания.

Эффективность центральных прерывателей (т. е. приращение коэффициента подъемной силы Асу) увеличивается пропорцио­ нально относительной толщине профиля и величине выхода Л, которую обычно берут равной. 3—4% от хорды профиля и не более 10%, так как дальнейшее увеличение относительного вы­

434

хода h ==— не приводит к приросту ксу, а только увеличивает'

лобовое сопротивление. Центральные интерцепторы при h > 0,1 могут дать увеличение сопротивления в 10—20 раз.

Концевые виброрули в меньшей мере приводят к росту сопро­ тивления и в меньшей мере нарушают прочность несущей или ста­ билизирующей поверхности.

Основными достоинствами виброрулей или прерывателей пото­ ка являются:

■' — минимальное время срабатывания, порядка 0,001—0,005 сек.;

—малая .потребная мощность, порядка 2—5 вот;

—незначительная инерционность.

Однако виброрули теряют свою эффективность при числе М по­ лета, примерно равном 0,75—0,8, и, как отмечалось выше, приводят к резкому увеличению аэродинамического сопротивления.

Эффективность обычных и вибрирующих рулей при полете на очень малых скоростях и в разреженной атмосфере на больших вы­ сотах становится ничтожной. В этих случаях для управления реак­ тивными снарядами и другими летательными аппаратами поль­ зуются газовыми рулями различных конструкций или осуществляют подвижные установки стартовых и маршевых двигателей, позво­ ляющих изменять направление тяги двигателей и тем самым созда­ вать управляющие моменты относительно осей, проходящих через центр тяжести снаряда (фиг. 4.15).

ГЛАВА V

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЕЙ И СИЛОВЫЕ ПРИВОДЫ i

Под управлением самолета .подразумевают систему командных рычагов в кабине пилота и проводки от них к рулевым поверхно­ стям для их отклонения.

Различают ручное управление, ведающее отклонением рулей вы­ соты и элеронами, и ножное управление, служащее для отклонения руля направления.

У беспилотных КЛА системы управления состоят из автопило­ тов, получающих команды от систем наведения или стабилизирую­ щего устройства, и проводок от них к рулевым поверхностям.

§ 5.1. С П Е Ц И А Л Ь Н Ы Е Т Р Е Б О В А Н И Я , П Р Е Д Ъ Я В Л Я Е М Ы Е

КУ П Р А В Л Е Н И Ю

Кспециальным требованиям, предъявляемым к управлению, относятся следующие:

—направление движения командных рычагов управления при пилотировании должно отвечать естественным движениям чело­ века, что получается, когда самолет .идет за движением команд­ ного рычага". Иначе говоря, при отклонении ручки от себя са­ молет опускает нос, и наоборот. Правый и левый крены проис­ ходят при соответствующем отклонении ручки вправо или влево;

—при отклонении командных рычагов на их рукоятках (или педалях) должны возникать силы в обратном направлении дви­ жения, желательно пропорциональные скорости полета и углу отклонения рулей;

■— соотношение усилий, потребных для отклонения элеронов и рулей высоты элеронов и руля направления, должны быть порядка 1 : 2 и-1 : 8 и по своей абсолютной величине не .превышать: при уп­

7;

—люфты в шарнирах и упругие люфты проводки управления так же, как и силу трения, должны быть возможно меньшими;

—конструкция проводки управления должна обеспечивать воз­ можность регулировки положения командных рычагов и рулей и не препятствовать монтажу и демонтажу планера самолета (ракеты);

—форма, размеры и размещение командных рычагов должны быть такими, чтобы они в наименьшей мере заслоняли обзор при­ борной доски, не приводили к излишней утомляемости при пилоти­ ровании и не препятствовали быстрому аварийному покиданию лет­

чиком кабины самолета.

Управление должно быть независимым, т. е. при отклонении элеронов рули высоты .должны оставаться в прежнем положении,

и наоборот.

Далее предъявляются ряд других специальных менее существен­ ных требований, а также общие требования прочности жесткости, минимального веса, технологичности, простоты технического обслу­ живания, живучести, долговечности, дешевизны и т. д.

Очевидно, что удовлетворить всем этим требованиям в одной конструкции не представляется возможным, что и обусловило мно­ гообразие конструктивных решений, каждое из которых обладает своими достоинствами и недостатками.

436

Ниже приведены характеристики наиболее типичных конструк­ ций, получивших наибольшее распространение в современной авиа­ ции.

§ 5.2. УПРАВЛЕНИЕ С ЖЕСТКОЙ ПРОВОДКОЙ

Жесткую проводку осуществляют либо на качалках, либо в ро­ ликовых направляющих.

■Принципиальная кинематическая схема ручного управления на, качалках изображена на фиг. 5.1.

Командные рычаги и проводка управления, как правило, осуще­ ствляются из дюралевых труб. Все шарнирные соединения, для уменьшения люфтов, трения и наносов, делают на двухрядных ша­ рикоподшипниках. Проводку управления, даже на прямолинейных участках, осуществляют из отдельных звеньев длиною порядка 1,5—2 м и подвешивают ее на качалках. Такая конструкция обеспе­ чивает уменьшение веса проводки. Действительно, проводка в виде одной длинной трубы потребовала >бь\ значительного увеличения, ее диаметров, ибо критическая сила при продольном изгибе обратно пропорциональна квадрату длины трубы.

Щ

Кроме того, разбивка проводки управления на отдельные звенья позволяет осуществлять прокладку управления по ломаным линиям и обеспечивает отсутствие «заеданий» проводки управления при де­ формации крыла или фюзеляжа.

Для регулировки длины проводки управления и положений командных рычагов и рулей каждое звено на одном из своих кон­ цов имеет наконечник с винтовой парой, позволяющей регулиро­ вать длину звена.

Для того чтобы углы отклонения рулей в разные стороны были одинаковыми, тяги управления (при нейтральном положении рулей и командных рычагов) должны подходить к кинематическим пле­ чам рычагов под прямым углом (фиг. 5.1,6). Когда же требуется неодинаковое отклонение рулей высоты или элеронов (вверх боль­ ше, чем вниз), тяпа управления должна подходить к рычагу под острым или тупым углом, в зависимости от положения оси враще­ ния рулевой поверхности (фиг. 5.1,а). Такое управление получило название «дифференциальное управление рулями или элеронами».

Для независимости отклонения рулей высоты и элеронов правый конец тяги № 1 (фиг. 5.1) должен находиться на продолжении оси вращения валакомандного рычага, что обеспечивает отсутствие продольных перемещений тяги № 1 при отклонении командного ры­ чага вправо и влево.

Основными достоинствами жесткой проводки управления на ка­ чалках являются: минимальное трение, минимальные износы и люфты; отсутствие заедания при деформации частей планера; воз­ можность прокладки управления не по прямой линии; высокая жи­ вучесть.

К недостаткам следует отнести: наибольший вес и наибольшую стоимость проводки по сравнению с другими типами; наибольший потребный объем мест для прокладки по самолету.

В тех случаях, когда можно допустить большее трение в про­ водке управления или нет достаточного места для прокладки жест­ кого управления, на качалках осуществляют жесткую проводку уп­ равления в роликовых направляющих, кинематическая схема кото­ рого изображена на фиг. 5.1, в.

(Количество звеньев проводки управления желательно осущест­ влять нечетным, а роликовые опоры размещать по паре на одно зве­ но через звено. Крайние звенья, присоединяемые к рычагам, долж­ ны быть без опор, так как они требуют для своего движения двух степеней свободы.

При указанном способе размещения опор, число которых долж­ но быть на единицу меньше числа звеньев, улучшается работа проводкй управления при деформациях частей .планера оамолета. Кро­ ме того, прокладка управления может быть осуществлена на уме­ ренно ломаной линии (угол между осями трубчатых звеньев не Должен быть меньше 174°, в противном случае силы трения в роли­ ковых опорах будут слишком велики).

4 $

Достоинствами проводки управления в роликовых направляю­ щих являются: уменьшение веса, стоимости и потребного места для прокладки; 'высокая живучесть и отсутствие люфтов.

Кнедостаткам следует отнести увеличение сил трения и износов,

атакже ограничения .в углах изломов осей, которые не должны'

превышать 6°.

§ 5.3. УПРАВЛЕНИЕ С ГИБКОЙ ТРОСОВОЙ ИЛИ ПРОВОЛОЧНОЙ ПРОВОДКОЙ

Так как гибкие стальные тросы или проволока не могут воспри­ нимать сжимающих усилий, то кинематические схемы с подобной проводкой осуществляются всегда замкнутыми, как это, например, изображено на фиг. -5.2. При этом крепление тросов к рычагам по

условиям кинематики осуществляют через круговые секторы. При достаточно большой длине тросов можно крепить их непосредствен­ но к.-рычагу, но обязательно под углом 90° к его кинематическому плечу при нейтральном положении - командных рычагов и рулей. В противном случае при отклонении рулей происходит недопусти­ мая упругая вытяжка тросов.

По концам тросов и в местах эксплуатационных разъемов раз­ мещают тандеры, позволяющие регулировать длину тросовой про­

4 3 9