1.6. Триммеры, усилия на рычагах управления и шарнирные моменты

Триммеры - маленькие щитки, приложенные к хвостовой части основных управляющих поверхностей. Они могут быть приспособлены (установлены) пилотом так, чтобы уменьшить силу, требуемую для удержания управляющей поверхности в ее отклоненном положении.

Рис. 1.6-1 показывает триммер левой части руля высоты на самолёте Братьях Шорт SB5 (историческом исследовательском воздушном судне, которое использовалось, чтобы проверить различные крылья и конфигурации хвостовой части во время разработки «Инглиш Электрик Лайтнинг»). Истребитель-перехватчик "Лайтнинг", принят на вооружение в 1958; вооружён двумя управляемыми ракетами "Ред топ".

Принимая линейную аэродинамику, коэффициент подъёмной силы стабилизатора выражается:

.

Для симметрического аэродинамического профиля стабилизатора, . Угол - угол триммера руля высоты; см. Рис. 1.6-2. Сила, которую пилот, или гидроприводы (в случае самолета с гидравлическими средствами управления), будут обязаны произвести, чтобы удерживать отклоненную управляющую поверхность пропорциональна шарнирному моменту H. Считая аэродинамику линейной, коэффициент шарнирного момента C_H, будет иметь вид:

Коэффициенты шарнирного момент, как правило, определяется как:

где и - площадь щитка (например, руля высоты) и средняя хорду. Мы примем симметричные аэродинамические профили управляющих поверхностей, следовательно .

Рис. 1.6‑1: Элеватор и Триммер руля высоты Short Brothers SB5 WG768

Рис. 1.6-2: горизонтальный стабилизатор с рулём высоты и триммером отклоняются в положительном направлении

1. Условие равновесия руля высоты (элеватора)

Продольная равновесие предполагает равенство нулю результирующей силы и вертикального результирующего вращающего момента вокруг любой точки. Два ключевых условия равновесного состояния:

Условие 1: (триммер не используется)

Условие 2: (триммер компенсирует усилие на ручке управления)

Со ссылкой на рис. 1.5-4, следующие выражения для составляющих подъемной силы крыла / фюзеляжа и стабилизатора получены путем принятия моментов относительно аэродинамических фокусов каждой поверхности

Эти два уравнения получены исключительно из соображений статического равновесие самолета. Отсюда, выражаем коэффициенты подъёмной силы:

где .

Предполагая линейность аэродинамических характеристик и симметричность крыла стабилизатора:

.

1. Условие 1: усилие на ручке управления не компенсированы

В этом случае, , , отсюда следует, что

Применимо к :

Это может быть упрощено

где

Градиент, К, триммера руля высоты относительно характеристики C_L может быть записан в виде:

Далее, по условию . (Возможно, вам следует проверить это для самолета по вашему усмотрению.) Поэтому,

Заметим, что для малого h, градиент К отрицательный. (Означает ли это с точки зрения действий пилота, пилотирование воздушным судном на различных скоростях?)

В разделе 1.8 будет продемонстрировано, что это соответствует статически устойчивой конфигурации. При увеличении h (то есть центр тяжести перемещается в хвостовую часть ) градиент k становится менее отрицательным. Положение центра тяжести, обуславливающее нулевой градиент, характеризует нейтральную устойчивость самолета. Это положение Ц.Т. называют Нейтральной Точкой ( НТ). Его безразмерное положение обозначено h_n. С помощью упрощенной формулы для К, находим положение нейтральной точки:

.

Это приведено в качестве примера, чтобы показать, что более точная формула для нейтральной точки:

Пример: самолет со следующими параметрами проанализирован в MAT LAB М-файле long_trim.m. Программа использует более полную формулу. Различные положения триммера руля высоты на рис. 1,7 1 по ряду позиций CG в диапазоне 0,1 <Н <0.6. Отметим, что нейтральный стабильности соответствует примерно H = 0,4. На самом деле нейтральная точка (приблизительно) определяется по формуле:

h_n = 0.25 +((3.7x6)/(25x2))x(3.1/4.6)x(1-0.46) = 0.41

Более точная формула даёт следующее значение:

Отметим, что упрощенная формула даёт некоторую информация о переходе в состояние нестабильности.

S=25; % расчётная площадь крыла [m^2] ST=3.7; % расчётная площадь горизонтального стабилизатора [m^2] lT=6; % плечо хвоста; т.е. расстояние между Аэродинамическими фокусами MWB и стабилизатором [m] c=2; % AMC главного крыла [m] hac=0.25; % Положение АФ в сторону хвостовой части относительно передней кромки средней аэродинамической хорды [-] CMac=-0.036; % Коэффициент момента тангажа нулевой подъёмной силы относилеьно АФ[-] deda=0.46; % градиент скоса потока (depsilon/dalpha) [-] a=4.6; % наклон кривой подъёмной силы основного крыла [/rad] a1=3.1; % наклон кривой подъёмной силы стабилизатора относительно АФ (dCLT/daplhaT) [/rad] a2=1.6; % наклон кривой подъёмной силы стабилизатора относительно руля высоты (dCLT/deta) [/rad] a3=1.6; % наклон кривой подъёмной силы стабилизатора относительно триммера (dCLT/dbeta) [/rad] etaT=-1; % Установка угла атаки стабилизатора nll [deg]; m=7500; % Общая масса самолёта [kg] rho=1.225; % Плотность окружающей среды [kg/m^3]

Таблица 1.7-1: примерные данные для уравновешивания и иллюстративный пример LSS

h=0.1

h=0.6

Neutral Stability

Stable

Unstable

Рис. 1.7-1: Кривые Триммирования (=0) в соответствие Таблице 1.7-1

1.7.2.Условие 2: C_H=0 (сбалансированное Усилие на ручке)

В случае “C_H=0” угол триммера, угол атаки хвостового стабилизатора и отклонение руля высоты связаны следующим образом:

В итоге, коэффициент подъёмной силы хвостового стабилизатора будет равен:

где

и

.

Соответствующие условия равновесия определяются, путём замены и на и , соответственно, в уравнениях для и в разделе 1.7.1.