Лекция 13

Показатели	Прошлый год	Отчетный год	Отклонение	Темп изменения, %
Товарооборот, тыс. руб.	24 570			114,5
Численность работников, чел.			-1
Производительность труда, тыс. руб./чел.
Среднегодовая заработная плата 1 работника, руб.
Фонд заработной платы, тыс. руб.	920,2			99,6

 

 

Лекция 13

Назначение оперения и требования к нему

Оперение — это несущие поверх­ности, являющиеся органами устойчивости и управляемости самолета. Оно состоит из го­ризонтального и вертикального оперения.

Горизонтальное оперение (ГО) предназначено для обеспечения продольной, а верти­кальное оперение (ВО) — путевой устойчивости и управляемости самолета. Эти задачи ре­шаются образованием на оперении переменных по величине и направлению аэродинами­ческих сил, необходимых для обеспечения заданных режимов полета.

 

 

Рис. 1

 

На рис.1,а б показан внешний вид оперения нормальной и Т-образной схем, состо­ящего из неподвижного 1 или переставного 5 (с изменяемым в полете углом установки) стабилизатора с рулями высоты (РВ) 2 и неподвижного киля 3 с рулем направления (РН) 4. Эти схемы оперения характерны для большинства современных самолетов с дозвуковой скоростью полета. На самолетах со сверхзвуковой скоро­стью полета из-за недостаточной эффективности РВ при полете на сверхзвуковой скоро­сти применяют цельноповоротное горизонтальное оперение (ЦПГО) 6 без РВ (рис.1,в).

При превышении в полете скорости звука возрастает статическая устойчивость и соот­ветственно ухудшается управляемость самолета из-за смещения назад фокуса. Париро­вать это явление и обеспечить высокие маневренные возможности сверхзвуковых самоле­тов можно, повышая эффективность их органов управления. Однако при полете со сверхзвуковой скоростью (М > 1) эффективность РВ снижается, так как из-за скачка уплотнения на носке руля изменения давления при отклонении руля не распространяются на все ГО, как это имеет место при полете на дозвуковой скорости. Переход на ЦПГО позволяет резко увеличить эффективность ГО, особен­но на сверхзвуковых скоростях (эффективность оперения определяется величиной при­ращения его подъемной силы при изменении угла атаки на один градус). Значительно ре­же по той же причине (из-за снижения эффективности РН при сверхзвуковом полете) применяется цельноповоротное ВО, так как остающейся при этом эффективности РН в большинстве случаев еще достаточно для обеспечения нормальной управляемости са­молетом.

Для повышения эффективности ВО применяются подфюзеляжные кили 7 (рис.1,в), включающие в работу фюзеляж в районе ВО, что снижает влияние на путевую устойчи­вость затенения ВО крылом и фюзеляжем на больших углах атаки. Повышает эффектив­ность ВО и форкиль 8 (рис.1,в).

Расположение частей оперения существенно влияет на эффективность и массу оперения. В зоне спутной струи, особенно за крылом, имеют место большие скосы потока и значительно меньшие скорости потока. Это уменьшает эффективность оперения в та­кой зоне. Очень опасно наличие в этой зоне большого количества вихрей, могущих вы­звать вибрации частей оперения. Вот почему выбирается такое расположение частей опе­рения, при котором они при любом режиме полета не попадали бы в опасные зоны. Поскольку каждый вариант решения о расположении оперения связан с определенными затратами массы, то окончательное решение должно приниматься с учетом затрат массы.

Для ГО требование рационального расположения частей оперения может быть удов­летворено либо выносом ГО вниз или вверх от спутной струи, либо расположением ГО перед кры­лом (схема «утка»), либо применением схемы «летающее крыло» или «бесхвостка» вообще без ГО.

При Т-образной схеме оперения ГО вынесено вверх от зоны спутной струи. При этой схеме увеличивается плечо от центра масс самолета до центра давления ГО, что позволяет уменьшить и его массу .

 

В этом случае ГО играет роль концевой шайбы для ВО, увеличивая его эффективное удлинение. Это позволяет уменьшить площадь киля и снизить его массу. Выигрыш в массе оперения т_оп в результате этих мероприятий может составлять до 20...30 % от т_оп. Однако конструкция оперения усложняется, а передача нагрузок от ГО, через киль на фюзеляж требует большого усиления киля и дополнительных затрат массы т_к на киль ( т_к может составлять 40...50 % и более от мас­сы киля). Эта схема получила широкое распространение на пассажирских самолетах с си­ловой установкой в хвостовой части фюзеляжа, хотя при такой компоновке и не всегда обеспечивается выигрыш в _оп.

При расположении ГО впереди крыла (схема «утка») нет существенного затенения крыла. В такой схеме можно получить выигрыш за счет уменьшения площади крыла и его массы, так как подъемная сила крыла _кр при балансировке самолета складывается с си­лой на ГО, действующей в ту же сторону, что и _кр и поэтому _кр меньше веса само­лета (в нормальной схеме сила на ГО уменьшает подъемную силу самолета и подъемная сила крыла больше веса самолета на величину силы на ГО). В схеме «утка» можно получить выигрыш в аэродинамическом качестве. Однако затенение крыла впере­ди расположенным ГО и большие потребные значения на взлетно-посадочных режи­мах (при выпущенной механизации крыла), а иногда и большие потери на балансировку (например, из-за меньшего плеча ) снижают преимущества такой схемы.

Чтобы компенсировать недостатки переднего ГО, особенно на взлетно-посадочных режимах (малы значения с_уа), можно применять так называемую трехпланную схему с пе­редним и хвостовым ГО. Тогда использование хвостового ГО позволит создавать необхо­димые кабрирующие моменты на взлетно-посадочных режимах, парирующие пикирующие моменты от применения механизации крыла. Во избежание в такой аэродинамичес­кой схеме влияния переднего ГО на положение фокуса на дозвуковых режимах полета и предотвращения смещения фокуса назад при переходе на сверхзвуковой полет (все это необходимо для обеспечения более стабильных характеристик управляемости самолетом) переднее ГО делают «плавающим» на дозвуковых скоростях полета и управляемым на сверхзвуковых. «Плавающее» ГО не создает подъемной силы и поэтому не влияет на положение фокуса.

Чтобы ГО не затеняло ВО, его располагают позади ВО. Наличие единого ВО на фюзе­ляже может оказаться менее эффективным, чем разнесенного ВО, из-за затенения его фюзеляжем на больших углах атаки. При большой площади и высоте ВО на фюзеляж бу­дет действовать большой крутящий момент, что потребует усиления хвостовой части фю­зеляжа и дополнительных затрат массы. Высокое ВО будет отрицательно влиять на попе­речную устойчивость самолета. Разнесенное ВО во многом устраняет эти недостатки.

Расположение ВО на концах ГО увеличивает эффективное удлине­ние ГО, позволяет уменьшить его площадь и массу. Эффективность разнесенного ВО при обдуве его струей от винтов двигателей возрастает. Разнесенное ВО не мешает обзору и стрельбе в заднюю полусферу.

Выигрыш в массе самолета можно получить в схеме без ГО — «летающее крыло». В этой схеме меньше значение с_ха, есть выигрыш в массе, так как нет ГО, меньше интерференционное влияние крыла и оперения. Однако малые плечи от органов управления до центра масс самолета ухудшают управление и балансировку, увеличи­вают потери аэродинамического качества на балансировку. Элевоны, выполняющие функ­ции элеронов и РВ, имеют большую площадь, чем у элеронов самолетов обычной схемы, и отклоняются на большие углы. При отклонении таких элевонов вверх на увеличение уг­ла атаки крыла на крыло от элевонов будет действовать сила эв направленная вниз и уменьшающая вследствие этого подъемную силу крыла. При энергичном отклонении элевонов вверх может возникнуть даже просадка самолета, что очень опасно, особенно на посадке. Далее при выпуске механизации крыла на посадке возникает пикирующий мо­мент, который очень трудно парировать в силу указанных выше причин отклонением эле­вонов вверх.

Чтобы создать кабрирующий момент и вывести самолет на посадочные углы атаки, можно использовать выпускаемое в поток только на взлетно-посадочных режимах полета переднее ГО («усы»), как это сделано, например, на самолете Ту-144.

При стреловидном оперении увеличиваются значения и , что благотворно ска­зывается на управляемости самолета и может дать выигрыш в массе при уменьшении и .

После выбо­ра схемы самолета, размещения поверхностей оперения и опреде­ления потребных значений его относительных параметров в задачу непосредственного проекти­рования оперения входят: выбор его оптимальной формы, опреде­ление геометрических размеров, определение действующих на­грузок, проектирование конструктивно-силовой схемы и схемы увязки ее с силовыми элементами фюзеляжа, предварительный рас­чет массы оперения и учет влияния оперения на центровку само­лета.