Содержание

Стабилизатор самолета. Общее устройство и управление самолетом

Что нам известно про стабилизатор самолета? Большинство обывателей просто пожмет плечами. Те, кто в школе любил физику, возможно, смогут сказать пару слов, но, конечно, на этот вопрос, скорее всего, смогут наиболее полно ответить специалисты. Между тем, это очень важная часть, без которой полет фактически невозможен.

Принципиальное устройство самолета

Если попросить нарисовать нескольких взрослых авиалайнер, картинки будут примерно одинаковыми и будут различаться лишь в деталях. Схема самолета, скорее всего, будет выглядеть следующим образом: кабина, крылья, фюзеляж, салон и так называемое хвостовое оперение. Кто-то нарисует иллюминаторы, а кто-то забудет о них, возможно, будут упущены еще какие-нибудь мелочи. Возможно, художники даже не смогут ответить, для чего необходимы те или иные детали, мы просто не задумываемся об этом, хотя видим самолеты довольно часто, как вживую, так и на картинках, в кино и просто по телевизору. И это на самом деле и есть принципиальное устройство самолета - остальное, по сравнению с этим, лишь мелочи. Фюзеляж и крылья служат собственно для подъема авиалайнера в воздух, в кабине производится управление, а в салоне находятся пассажиры или груз. Ну, а как насчет хвостового оперения, для чего же оно нужно? Не для красоты ведь?

Хвостовое оперение

Те, кто водит машину, отлично знают, как поехать в сторону: нужно лишь повернуть руль, вслед за которым будут двигаться и колеса. Но самолет - совсем другое дело, ведь в воздухе нет никаких дорог, и для управления нужны какие-то другие механизмы. Здесь в дело вступает чистая наука: на летящую машину действует большое количество различных сил, и те, что полезны, усиливаются, а остальные минимизируются, в результате чего достигается некий баланс.

Вероятно, почти каждый, кто видел в своей жизни авиалайнер, обращал внимание на сложную конструкцию в его хвостовой части - оперение. Именно эта сравнительно небольшая часть, как это ни странно, управляет всей этой гигантской машиной, заставляя ее не только поворачивать, но и набирать или сбрасывать высоту. Оно состоит из двух частей: вертикальной и горизонтальной, которые, в свою очередь, тоже делятся надвое. Руля тоже два: один служит, чтобы задавать направление движения, а другой - высоту. Кроме того, есть и часть, с помощью которой достигается продольная устойчивость авиалайнера.

Кстати, стабилизатор самолета может располагаться не только в его задней части. Но подробнее об этом чуть позже.

Стабилизатор

Современная схема самолета предусматривает множество деталей, необходимых для поддержания безопасного состояния авиалайнера и его пассажиров на всех этапах полета. И, пожалуй, главной из них является стабилизатор, расположенный в задней части конструкции. Он представляет собой, по сути, всего лишь планку, поэтому удивительно, как такая сравнительно небольшая деталь может вообще каким-либо образом влиять на движение огромного авиалайнера. Но он в самом деле очень важен - когда происходит поломка этой части, полет может закончиться весьма трагично. Например, согласно официальной версии, именно стабилизатор самолета стал причиной недавнего крушения пассажирского "Боинга" в Ростове-на-Дону. По мнению международных экспертов, рассогласованность в действиях пилотов и ошибка одного из них привели в действие одну из частей оперения, переведя стабилизатор в положение, характерное для пике. У экипажа уже просто не получилось ничего предпринять, чтобы не допустить столкновения. К счастью, самолетостроение не стоит на месте, и каждый следующий полет дает все меньше пространства для человеческого фактора.

Функции

Как очевидно из названия, стабилизатор самолета служит для контроля за его движением. Компенсируя и гася некоторые пики и вибрации, он делает полет более плавным и безопасным. Поскольку отклонения бывают как в вертикальной, так и в горизонтальной оси, управление стабилизатором осуществляется также в двух направлениях - поэтому он и состоит из двух частей. Они могут иметь самую разную конструкцию, в зависимости от типа и предназначения воздушного судна, но в любом случае присутствуют на любом современном самолете.

Горизонтальная часть

Она отвечает за балансировку по вертикали, не позволяя машине то и дело "клевать носом", и состоит из двух главных деталей. Первая из них - неподвижная поверхность, которая, собственно, и представляет собой стабилизатор высоты самолета. На шарнире к этой части прикреплена вторая - руль, обеспечивающий управление.

При нормальной аэродинамической схеме горизонтальный стабилизатор располагается в хвосте. Однако встречаются также конструкции, когда он находится перед крылом или их и вовсе два - в передней части и сзади. Встречаются также так называемые схемы "бесхвостка" или "летающее крыло", вообще не имеющие горизонтального оперения.

Вертикальная часть

Эта деталь обеспечивает воздушному судну устойчивость направления в полете, не позволяя ему вилять из стороны в сторону. Это тоже составная конструкция, в которой предусмотрены неподвижный вертикальный стабилизатор самолета, или киль, а также руль направления на шарнире.

Эта часть, как и крыло, в зависимости от назначения и требуемых характеристик, может иметь самую разную форму. Разнообразие достигается также и с помощью различий во взаимном расположении всех поверхностей и добавления дополнительных частей, таких как форкиль или подфюзеляжный гребень.

Форма и подвижность

Пожалуй, самым популярным в гражданской авиации сейчас является Т-образное оперение, при котором горизонтальная часть находится на конце киля. Впрочем, встречаются и некоторые другие.

Некоторое время использовалось V-образное оперение, в котором обе части одновременно выполняли сразу функции как горизонтальной, так и вертикальной части. Сложное управление и относительно небольшая эффективность не позволили этому варианту широко распространиться.

Кроме того, встречается разнесенное вертикальное оперение, при котором его части могут находиться по бокам от фюзеляжа и даже на крыльях.

Что же касается подвижности, обычно стабилизирующие поверхности жестко закреплены относительно корпуса. Тем не менее встречаются варианты, особенно когда дело касается горизонтального оперения.

Если поменять угол относительно продольной оси можно на земле, стабилизатор такого типа называется переставляемым. Если же управление стабилизатором самолета может происходить и в воздухе, он будет подвижным. Это характерно для тяжелых авиалайнеров, нуждающихся в дополнительной балансировке. Наконец, на сверхзвуковых машинах применяется подвижный стабилизатор самолета, выполняющий также роль руля высоты.

fb.ru

Стабилизатор самолета. Фото. Хвост

 

Стабилизатор самолета выступает в качестве несущей хвостовой поверхности и отвечает за продольную устойчивость воздушного судна.

В отличие от крыльев он имеет симметрично выпуклый профиль по двум поверхностям. Таким образом есть возможность управлять рулями высоты в разных условиях их положения. В случае несимметричного профиля обтекание стабилизатора не будет одинаковым, а за ним и рули высоты при опускании или поднятии будут обтекаться неодинаково.

Стоит отметить, что устройство стабилизатора практически ничем не отличается от устройства крыла. Он состоит из двух лонжеронов (заднего и переднего), раскосов, нервюр, передней кромки, расчалок, обода и мелких деталей. Его конструктивная особенность заключается в том, что задний лонжерон выступает в качестве детали, формирующей заднюю кромку. Рули высоты подвешены к заднему лонжерону.

Лонжероны стабилизатора имеют коробчатую форму. Причем на некоторых конструкциях У-2 лонжероны делаются цельными: задний – однотаврового сечения, передний – двутаврового.

Коробчатые лонжероны более легкие, но производить их сложнее. По направлению к консолям сечение лонжеронов уменьшается. В соответствии с профилем стабилизатора задний лонжерон имеет немного большую высоту.

Через задний лонжерон проходит 7 вильчатых болтов, предназначенных для установки стабилизатора и подвески рулевой высоты. Передний лонжерон имеет 2 болта, которые крепят на фюзеляже стабилизатора.

Нервюры устроены точно таким же образом, как и нервюры крыла: основные нервюры коробчатого типа, простые облегчены (они имеют одну стенку с облегчающими прорезями). Полки нервюр стабилизатора в отличие от нервюр крыла состоят не из сосны, а из липы. Другое их отличие состоит в том, что у них нет хвостовой части.

Что касается раскосов стабилизатора самолета, то они представляют собой те же коробчатые нервюры, но поставленные под наклоном. Они сходятся посредине заднего лонжерона в общий узел.

Для жесткости стабилизатор самолета расчален четырехмиллиметровой проволокой.

Обход стабилизатора, как и обход крыльев, состоит из кольчугалюминиевых швеллерных полос, имеющих толщину в 0,8 мм. Обход – это продолжение передней кромки стабилизатора самолета и составляет с ним единое целое.

Стабилизатор устанавливается в щели между фюзеляжем и нижней частью киля. В центральной части его переднего лонжерона для крепления стабилизатора установлены 2 вертикальных вильчатых болта, которые соединяются на верхних лонжеронах фюзеляжа ушковыми болтами. Задний лонжерон крепится 1 горизонтальным вильчатым болтом, который прикрепляется на отверстии металлической гребенки, установленной на лонжероне киля.

В местах соединения раскосов с лонжеронами помещены все 3 вильчатых болта.

Снизу стабилизатор поддерживается с помощью четырех подкосов (по 2 с каждой стороны). Они сделаны из стальной трубы и имеют эллипсовидное сечение. Подкосы крепятся на стабилизаторе под основными нервюрами, где на всех сторонах стабилизатора сформировались два пролета, а к нижнему лонжерону на узлах последнего полета. У самолетов 1936 года выпуска усиленные ушки подкосов.

На конце подкосов находится вильчатый болт, с помощью которого регулируется их длина во время установки на фюзеляж стабилизатора.

Передние подкосы короче задних, что соответствует сужению хвостовой части, и имеют на обоих концах регулировочные болты, в то время как на переднем подкосе есть только 1 регулировочный болт, находящийся на верхнем конце.

Стабилизатор неуправляемый в полете, но на земле его можно отрегулировать и установить под определенным установочным углом. В лонжероне киля для установки стабилизатора имеется гребенка с отверстиями.

Установка стабилизатора на конкретный угол в лонжероне киля осуществляется через гребенку с отверстиями. То или иное отверстие для установки выбирается с учетом нагрузки самолета, тем самым создавая необходимые для равновесия самолета условия.

Киль – орган путевой устойчивости, который позволяет воздушному судну самостоятельно сохранять заданное ему направление полета. В том случае, если самолет во время полета отклонится в какую-то сторону (к примеру, из-за сильного порыва ветра), то киль, восприняв давление воздуха боковыми стенками, будет стремиться вернуть лайнер к прямолинейному полету. Хвост противодействует стремлению самолета сбиваться с курса и «рыскать» в стороны.

Киль поставлен неподвижно и находится в плоскости продольной симметрии воздушного судна. Один его лонжерон поставлен вертикально, другой – под наклоном. Также он состоит их трех нервюр, раскосов, стрингеров и обшивки (материи и фанеры).

Изменять положение киля ни на земле перед полетом, ни в полете нельзя, поскольку лонжерон киля выступает замыкающей стойкой фюзеляжа.

Наклонно поставленным лонжероном образована передняя часть киля. На нижнем конце лонжерона надета обжимка из стали, выступающая в роли переднего узла крепления.

Вертикальный лонжерон представлен в виде сплошного бруска. Верхняя его часть крепит детали киля, а нижняя связывает фермы задней части фюзеляжа.

Вертикальный и наклонный лонжероны соединены тремя горизонтальными нервюрами, которые образуют форму профиля киля. Основание киля составляет нижняя нервюра, по этой причине она более широкая. Срезанную форму имеет киль в верхней части, что сделано для прохода компенсатора руля направления.

Внизу вертикального лонжерона для присоединения к фюзеляжу надеты две обоймы, выступающие узлами крепления.

К вертикальному лонжерону подвешен руль направления посредством 4 шарниров точно такого же устройства, какое имеют рули высоты. 

avia.pro

Новое V горизонтальное оперение – технология авиастроения будущего.

 

 

Современная авиация имеет большое значение для развития нашей страны как в гражданском аспекте, так и в военном. Развитие и улучшение авиации заключается в повышении надежности , улучшении и упрощенные технологии производства , улучшении эксплуатационных характеристик летательных аппаратов. Все это важне компоненты при разработке и проектировании авиационной техники. Качественные и количественные показатели, характеризующие надежность и стоимость соответствующего летательного аппарата , имеют различные параметры. Но важнейшими из всех эксплуатационных характеристик является - надежность и значение полезного груза на долю веса самолета.

Указанный термин предполагает в себе финансовo - эффективное значение самолета.

В этой статье предлагается новый способ управления стабилизатором самолета расположенного в передней части и отклоняющегося в вертикальной плоскости - от «нулевого» положения , до максимального положения положительного или отрицательного « V » стабилизатора. Такой способ управления стабилизатором помогает повысить маневренность летательного аппарата , уменьшить расход топлива , да еще и повысить коэффициент полезного действия аэропорта.

Коэффициент полезного действия аэропорта - это увеличение пропускной способности человекопотока  за определенный срок времени, вполне возможно обеспечить при сокращении срока захода самолета на посадку .

Самолет с размещением в передней части стабилизатора получил в литературе наименование « утка » , но эта форма является статически неустойчивой . Предложенная в моей статье схема сможет повысить статическую устойчивость самолета такой схемы , по сравнению с обычной схемой « утка » , и еще и она не требует затрат на устойчивость по оси тангажа .

Тангаж - (от французского - tangage ) наклон летательного аппарата относительно главной , поперечной оси ( еще его называют продольной крен ) . Тангаж измеряется от нулевого до положительного или отрицательного угла положения самолета.

Предложенная в статье схема может рассматриваться как перспективная для гражданских пассажирских самолетов , а также для возможного использования на самолетах транспортной авиации.

И все эти преимущества становятся уместными в условиях экономического кризиса.

Узнав , что на современном самолете истребителе-перехватчике российской военной авиации Су - 27С впервые в мире была использована система отклоняемого вектора тяги, что и вдохновило на авторские размышления о создании системы изменения угла положения стабилизатора на самолетах. И с тех пор началось ее создание.  

С применением системы изменения поперечного « V » стабилизатора в самолетах поднимались некоторые элементы аэродинамики , что в свою очередь привело бы к нарушению свойств этих самолетов , и к возможному разрушению элементов самолетов.

Эта разработка является целесообразной и предполагается для внедрения как в авиационные вооруженные силы , что будет способствовать укреплению их обороноспособности , надежности и всепогодности , так и на различные военно - транспортные и пассажирские образцы , как существующей , так и перспективной авиационной техники, ставит целью увеличение экономичности перевозок.

Кроме того следует изучить стороны, которые заключаются в уменьшении (или возможном увеличении ) шума при пересечении самолетом сверхзвукового барьера. Данный фактор в настоящее время совершенно не изучен, но для того чтобы доказать вероятность этого утверждения, необходимо сделать много расчетов и провести много экспериментов, это займет много времени и объема работы . Кроме того , проводить такие эксперименты могут соответствующие специалисты, имеющие большую научно - исследовательскую базу и опыт работы в проектировании и самолетостроении .

В этой статье предлагается рассмотрение следующих проблем:

  • а ) необходимые конструктивные изменения , связанные с ними дополнительные весовые изменения и способы их нейтрализации .
  • б) балансировка , устойчивость и управляемость полета с новой системой .
  • в ) влияние этой модификации на экономичность самолета.
  • г ) положительным влиянием этого нововведения на безопасность полета.

Основная часть

Об основных мои достижения в изучении этой технологии.

Тема, как уже рассказывалось в поступлении уникальна, и никем никогда в мире не исследовалась.

Для того, чтобы ввести в курс дела, расскажу о наименовании некоторых части самолета. (На рисунке схема «утка»)

1 - фюзеляж , 2 - горизонтальное оперение , 3 - вертикальное оперение , 4 - крыло.

Это основные части самолета , которым будет посвящена статья.

Основу этой статьи составляет доклад о горизонтальном оперении, которое является изобретением, а также и о его перспективно применение на разных самолетах.

Проведем же сейчас рассказ о горизонтальном оперение и стабилизаторе.

Горизонтальное оперение - часть оперения самолета , которая предназначена для обеспечения продольной устойчивости самолета и управления самолетом .

Разница между стабилизатором и горизонтальным оперением заключается в том , что в состав горизонтального оперения входят стабилизатор и руль высоты, а стабилизатор - часть горизонтального оперения для обеспечения продольной устойчивости .

У самолетов с дозвуковой скоростью полета горизонтальное оперение обычно состоит из недвижимого или ограниченно недвижимого стабилизатора и подвижного руля высоты.

Подвижные стабилизатор и руль высоты могут отклоняться относительно своих осей . При отклонении ( повороте ) на какой-либо угол руля высоты на горизонтальном оперении появляется дополнительная аэродинамическая сила , а исходя из этого - дополнительный момент относительно центра тяжести самолета. Согласно области дозвуковых скоростей , обычный руль высоты самолета достаточно эффективно обеспечивает самолету управляемость . В тех случаях , когда в ходе полета значительно меняется центровка , то эффективность неполноповоротного стабилизатора недостаточна, используется полноповоротный управляемый стабилизатор .

Центровка - это центр тяжести самолета. Но ежели точнее, то это допустимые пределы, которые определяют возможность движения центра тяжести самолета (например при загрузке на земле, при  выработке топлива в воздухе, при перемещении грузов во время воздушного десантирования). Эти границы составляются предприятием –разработчиком, а при эксплуатации самолета следует строго их соблюдать, ибо малейшее отклонение от требований центровки или выход за эту границу неизбежно приводит к авикатастрофе.

Рис . № 2 . Схема сил , действующих на самолет.

G - сила тяжести самолета , Y - подъемная сила , P - тяга , Q - сила лобового сопротивления .

На дозвуковых скоростях полета самолета отклонения руля высоты приводит к появлению дополнительной силы на горизонтальном оперении не только за счет самого руля , но и в результате перераспределения давления на стабилизаторе .

Автор хотел бы заметить, что полет самолета на дозвуковой скорости и сверхзвуковой значительно отличается, что в первую очередь вызвано скачками уплотнения.

Скачок уплотнения – это  ударная волна, характерная для сверхзвукового течения газа узкая область, в которой, если считать её неподвижной, происходит резкое уменьшение скорости газа и соответствующий рост давления, температуры, плотности и энтропии газа. Толщина скачка уплотнения в направлении, нормальном к его поверхности, т. е. длина, на которой происходит изменение параметров газа, мала — порядка средней длины свободного пробега молекул. В большинстве случаев пренебрегают этим значением, но для нас оно важно.

При полете самолета на сверхзвуковых скоростях - эффективность руля высоты имеет тенденцию к снижению. Указанная тенденция к снижению объясняется тем , что изменение давления, вызванное отклонением руля , не выходит за пределы скачка уплотнения , и таким образом , не достигает стабилизатора. Вследствие этого , отклонение руля высоты не проявляет никакого влияния на объем и характер распределения давления вдоль стабилизатора. Из-за этого на самолетах , имеющих сверхзвуковую скорость полета, нашло применение цельноповоротное горизонтальное оперение. Переход к цельноповоротному горизонтальному оперению позволил увеличить его (горизонтального оперения)  эффективность на около звуковых и сверхзвуковых скоростях полета , особенно на больших высотах .

В наше время иногда цельноповоротное горизонтальное оперение используется для поперечного управления самолетом . Его консоли отклоняются вместе при продольном управлении и дифференцированно - при управлении креном .

Прежде всего, автор хочет рассказать об эффективности , а также о положительных качествах этого проекта. Для сравнения автор предоставит несколько форм самолета (классическая и форма утка ).

В классической форме является как и минусы так и плюсы , которые определяют ее дальнейшую концепцию развития . В мире наиболее распространена именно эта форма , так как она отличается своей простой форме и имеет большую перспективу дальнейшего развития . Еще одна причина заключается в том , что эта форма является идеальной аэродинамической для грузовых самолетов например таких, как Ан -124 и Boeing – 777F (существенная разница между ними состоит в способах загрузки и / или выгрузки грузов). У самолета Ан - 124 есть рампа , по которой идет загрузка и / или разгрузки груза, а в Boeing - 777 она идет через дверной проем в плоскости фюзеляжа. ) Но не надо забывать и о ее недостатках , такие как: меньше полезный объем для топлива , и еще затраты на балласт. Но эта форма является и несколько проще , чем форма « утка » .

Классическая форма имеет и значительные положительные стороны:

  • - Перед крылом самолета нет никаких частей , которые могли бы его затемнить при изменении положения самолета или возмущать набегающий воздушный поток , что нарушало бы плавность обтекания крыла и снижало бы его несущие способности ;
  • - Размещение горизонтального оперения сзади крыла позволяет укоротить носовую часть фюзеляжа, улучшает обзор и дает нам возможность уменьшить площадь горизонтального оперения ( носовая часть фюзеляжа создает дестабилизирующий путевой момент) .
  • Кроме того , указанная форма имеет некоторые недостатки:
  • - Горизонтальное оперение работает в условиях скошенного и заторможенного крылом воздушного потока , из-за этого настоящий ( истинный ) угол атаки оперения может стать отрицательным , а скорость обтекаемого его потока будет меньше , чем на крыле ;
  • - Практически на всех режимах полета горизонтальное оперение создает отрицательную подъемную силу , как результат этого уменьшается подъемная сила самолета , в частности потеря в подъемной силе особенно велика на режимах взлета и посадки самолета.

 Форма самолета с компоновкой « утка » используется гораздо меньше , и в целом в военных самолетах. Еще один минус - она ​​требует специальной подготовки пилотов , потому что она статически неустойчива . Это например , как маятник . Если его вывести из положения равновесия , то он будет кататься из стороны в сторону , а потом все равно вернется в положение равновесия . Это соответствует обычной схеме самолета , а схема «утка» не возвращается в положение равновесия . А с помощью этой системы изменения поперечного « V » стабилизатора , может быть  несколько повышена управляемость самолетом ( к схеме « утка » , и уменьшить расход топлива , к самолетам классической схемы , еще возможно намного увеличить маневрирование и устойчивость самолета при критических нагрузках , и при выполнении боевых маневров ) .

Основными достоинствами схемы « утка » :

  • - Крыло не затрагивает характерные черты обтекания потоками горизонтального оперения
  • - Горизонтальное оперение в полете создает положительную подъемную силу
  • - При достижения больших углов атаки срыв потока на горизонтальном оперении автоматически переводит самолет на меньшие углы атаки, уменьшает опасность перехода крылья на закритические углы атаки и срыва самолета в штопор

 

Теперь автор хотел бы подчеркнуть эффективность работы этой системы .

Сам положительный эффект заключается в уменьшении негативного влияния стабилизатора на обтекания крыла .

Стабилизатор - это одна , из важных горизонтальных плоскостей самолета , которая обеспечивает устойчивость самолета .

Конструкция стабилизатора и киля состоит из продольного набора ( лонжеронов , стенок и стрингеров ) , поперечного набора ( нервюр ) и обшивки .

Стабилизаторы и киле имеют обычно двухлонжеронную или кессонную конструкции , при этом сравнительно просто обеспечивается их прочность и жесткость.

Изгиб принимается или ремнями лонжеронов , или стрингерами с обшивкой , поперечная сила - в основном стенками лонжеронов ; кручение - замкнутым контуром , который состоит из обшивки , стенок лонжеронов и продольных стен.

Стабилизаторы могут быть разъемными или неразъемными по размаху .

При небольшой площади и сравнительно малой длине продольные балки горизонтального оперения стабилизатора чаще делаются неразъемными , из-за этого их конструкция делается более простой и легкой.

Разъемы по размаху стабилизатора , которые заранее предусматриваются требованиями технологии и эксплуатации , располагаются в плоскости симметрии самолета , у борта фюзеляжа , или у киля.

Нижние  части стабилизатора крепятся с помощью уголков и фитингов на лонжеронах в центральной части, намертво прикрепляя его к фюзеляжу . В месте перелома направлений к лонжерону относится усиленная бортовая нервюра . Соединение стабилизатора с фюзеляжем осуществляется с помощью двух передних и двух задних стыковочных узлов .

В двухлонжеронных конструкциях стабилизатора стыковое соединение выполняется стыковыми узлами на лонжеронах центральной части , или на усиленных шпангоутах .

Горизонтальное оперение на современных самолетах часто располагается на киле самолета и производит совместно с ним Т - образную конструкцию.

На некоторых самолетах предусматривается регулирование угла постановки стабилизатора в полете, что делает возможным балансировку самолета на различных вариантах его загрузки и изменения центровки.

Во многих случаях, эта система может эффективно работать на взлетно - посадочных стадиях и при выполнении боевых маневрирования.

 

Рис . № 3 Способы использования системы изменения поперечного « V » стабилизатора при пикировании и на посадочном режиме.

В чем вообще заключается роль изменения положения поперечного « V » стабилизатора?

При положении стабилизатора в нулевой степени идет нормальный полет на крейсерской скорости. Без больших изменений направления , и без кренов . При положительных углах атаки , стабилизатор поднимается вверх , что позволяет существенно уменьшить негативное влияние на крыло (как при положении в нулевой степени ) . Затмение крыла показано на рисунке № 3 прямой линией , а положительный угол положения - пунктиром . Схема положения потока стабилизатора тоже пунктиром . На этом рисунке вы видите более положительное влияние системы . Но не надо забывать , что и в свою очередь это улучшает и статическую устойчивость самолета при боевых маневрах на снижение (в схеме « утка » ) и увеличить критический угол атаки ( у самолета обычной схемы).

Есть также и неуместны случаи использования системы . Такие , как при пикировании и при взлете. В основном она не нужна из-за того , что воздух, который обтекает стабилизатор не затеняет крыло , как это происходит при взлете. Но в перспективе , эта система может использоваться для облегчения и возможного уменьшения давления на стабилизатор при взлете в неблагоприятных условиях . И еще , автор бы предложил использовать компоновку самолета «Утка » в гражданской авиации , так как эта форма более перспективная , но менее предсказуема , при неблагоприятных условиях . Да и в действительности на данный момент знания авиации надо значительно расширять и совершенствовать по сравнению с существующими.

Сейчас, рассказ о « бездействии » системы на взлетных режимах.

Особенности системы «Утка » , очень хорошо можно рассмотреть в военной авиации.

Система «Утка » показала себя на первых этапах очень капризной , но потом, после некоторого времени она оправдала себя . Яркий пример этого является то , что на первых этапах эксплуатации американский военный самолет - разведчик YF -12 , также известный под псевдонимом « Черная птица » испытывал больших повреждений еще на первых этапах испытаний , при скоростных пробежках . На которых он не раз просто взлетал с полосы .

Самолет YF-12, выполненный АО аэродинамической схеме «Утка».

 

Ко второй части доклада, а точнее о самом механизме работы системы.

Поскольку форма самолета « утка » в этом докладе привилегированная то ей будет посвящена большая часть текста.

По компоновке эта форма самолета статически не устойчива и во многом благодаря (полетным характеристикам ) расположением крыла в задней части фюзеляжа. Эта же система поможет преодолеть эту анти устойчивость. Но вся эта устойчивость очень относительна , так как при различных скоростях стабилизатор по разному обтекается воздухом . Но возможно возникновение флаттера на скорости превышающей

1000 км / час.

Автор считает нужным установить автоматическую систему изменения угла положения поперечного « V » стабилизатора. Потому что , когда пилот будет выполнять маневрирование , ему некогда будет следить за углом стабилизатора. Еще одна из недостатков системы это небольшой набор углов изменения поперечного « V » стабилизатора. При различном наклоне самолета ( крене ) нужно выставлять разный угол наклона . При наклоне по тангажу надо тоже выставлять различный угол. В этой части статьи представлены ограничения в использовании, но давайте вернемся к положительным эффектам, чему и посвящена статья. 

Предложенная схема должна показать свои лучшие эксплуатационные характеристики в воздушном бою и при посадке самолета. Возможно использование системы и в неблагоприятных условиях таких , как при шквальном ветре и большом дожде . Еще в горном климате и на высокогорных аэродромах. Это все о вероятности использования системы, а теперь о некоторых условные предосторожности при использовании.

Как автор думает,  эту системы возможно использовать и при форсажном режиме и при большой скорости (возможно большем 1000 км / ч ). Будет строгий запрет (только на больших пассажирских самолетах ) на резкие маневры с выпуском системы изменения угла положения стабилизатора., что обусловлено не предостережениями в эксплуатации, а самой геометрией и динамикой самолета, ведь при выведении большого пассажирского  самолета из энергичных маневров необходимо учитывать его момент инерции и силы, противостоящие  выводу самолета в установившийся или ровный горизонтальный полет.

Несколько слов о весе самолета. Из-за того , что будут установлены некоторые новые механизмы и много разной аппаратуры , то вес самолета поневоле увеличится , и приведет к увеличению массы, момента инерции и ухудшению динамических характеристик, но не бывает худа без добра. Все вышеописанные моменты можно с легкостью компенсировать возрастанием соответствующих маневренных характеристик. Но этот недостаток можно быстро устранить, сделав больше угол атаки стабилизатора.

Рис. № 5 (Основное, первое, главное положение стабилизатора. Носовая часть на самолете)

Это основное положение, а при скорости, меньшей в 1000 км / ч оно может изменяться.

О весе. Как уже и говорилось, что увеличение веса самолета приведет к негативным последствиям. Устранять этот недостаток очень просто, изменить угол атаки стабилизатора.

В рисунке № 6 представлено как устраняется недостаток убыточной веса аппаратуры самолета. Ежели не заходить в дебри физики и аэродинамики, то можно весьма просто объяснить данный факт: с изменением угла атаки несущей поверхности изменяются и ее подъемные характеристики, мы можем вычислить изменение подьемной силы, исходя из поляры самолета.

Поляра ( крыла , самолета , планера ) - диаграмма , изображающая зависимость между коэффициентом подъемной силы и лобового сопротивления крыла ( самолета , планера ) при разных углах атаки . Поляра называется иногда также кривой Лилиенталя . Если поляру построить в одном масштабе , то вектор , проведенный из начала координат в любую точку кривой , будет равен коэффициенту полной аэродинамической силы для данного угла атаки . Поляра самолета ( планера ) , помимо лобового сопротивления крыла , учитывает лобовое сопротивление остальных деталей самолета и влияние интерференции . Вид поляры зависит от геометрических параметров крыла ( самолета , планера ) и от критериев подобия ( числа Рейнольдса , числа М ) . На больших скоростях полета , при которых сказывается сжимаемость воздушной среды , каждому числу М соответствует своя поляра . Поляра позволяет определить характерные углы атаки крыла ( самолета , планера ) , а именно : угол атаки нулевой подъемной силы ( в точке , где коэффициент подъемной силы равен нулю ) , критический угол атаки ( в точке , где коэффициент подъемной силы максимальный ) , наивыгоднейший угол атаки ( в точке касания поляра с прямой , проведенной из начала координат ) , углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством ( в точках пересечения поляры с прямой , проведенной из начала координат под углом , тангенс которого равен аэродинамическому качеству крыла , самолета или планера ) .

Рис . № 6 (Увеличение веса самолета и метод устранения ) .

Изменение угла положения стабилизатора помогает самолету увеличить эффективность и избежать нежелательного пикирующего момента и еще сделать большую пользу , после последствий повреждения ракетой врага . Но обслуживание системы будет достаточно таки сложным из-за того , что система изменения поперечного « V » стабилизатора , предусматривает очень сложную и технически она сложна в изготовлении , для нее потребуются специалисты значительного уровня , для проведения диагностики и сервисного обслуживания. В России и Украине на наше время существует немного таких специалистов , но после запуска самолета в серию (возможно , еще и на испытательном степени ), автор надеется на их поддержку.

Наиболее статически неустойчива система «Утка » по тангажу , но эта система быстро устраняет этот недостаток , и поэтому, с уверенностью можно предложить использовать эту схему в гражданской авиации , ради того , чтобы уменьшить расход топлива и разгрузить воздушное пространство аэропортов. А в условиях назревающей финансового мирового кризиса это сможет уменьшить и дорогое для людей и бизнеса - время. Его драгоценность и необходимость сейчас очень смущает всех людей .

Теперь о социальном эффекте.

Социальный эффект заключается в возможном уменьшении шума. Для точного решения нужно делать сложные вы счета ) уменьшении шума при преодолении звукового барьера и при преодолении большого расстояния на нем. Это важный фактор для самолетов всех типов , в том числе и для перехватчиков и для гражданских самолетов , хотя для истребителей это качество нет такого выдающегося значения , например эффективная рассеивающая поверхность (для уменьшения радиолокационной заметности ) .

Механизация стабилизатора

Технически его создать было достаточно сложно , но сложнее с всего - это сделать его механизацию , то есть крепления к самолету . Это и является основной задачей этого иследования. Да и для создания досконального крепления нужны годы опыта и богатые знания соответствующих специалистов по аэродинамике .

Схема стабилизатора не очень сложна , но и не простая . Основными ее частями являются лонжерон , нервюры и стрингера . Они сочетаются , как в обычных самолетах. Но крепления происходит посредством удлинения лонжерона . Управление происходит с помощью гидропривода .

Гидропривод - это система различных по значению элементов оборудования , которые помогают управлять самолетом .

В указанном смысле - горизонтальным оперением.

Указанные элементы называются еще и гидравликой. В горизонтальном оперении с переменным поперечным « V » предусматривается бустерной управления , с помощью гидравлики. К оборудованию :

Бустерные управления это - это управление с помощью гидропривода ( основного) , который управляется с помощью гидроусилителя ( бустера ) .

Гидро усилитель ( бустер ) представляет собой гидравлическую систему управления и состоит из исполняющего механизма ( силового цилиндра ) , контрольного элемента и связи между ними.

В зависимости от характера подвижного выходного звена различают гидроусилители поступательного и вращательного образа действия .

Процесс изменения угла установки происходит с помощью гидроусилителей , которые будут расположены на удлиненных лонжеронах . Сами лонжероны закреплены с помощью специальных винтов , и закреплены на силовых шпангоутах , возможно для усиления надежности и упругости в полете. К этому рассказу прилагаются чертежи схемы крепления стабилизатора к фюзеляжу .

При создании этой системы ,многие параметры были еще неизвестны, но была предложена общая концепція использования изменения поперечного угла установки горизонтального оаперения, поэтому статья является постановочной и исследовательской, нежели прикладной. Управление достаточно сложное и разнообразное .

К схеме действия этого изобретения.

Она очень проста и создана на основе рычага . Максимальный угол атаки стабилизатора составляет от -25 до +25 градусов . Это не только техническое ограничение , это максимальный угол на котором горизонтальное оперение не затеняет крыло. Управление будет  производиться бустерно и с автоматического узла связанного с ручкой управления самолетом . Всю работу будет делать техника (специальный компьютер) , в который будут загружены различные программы по управлению стабилизатором . Но самая новинка в нем будет специальное удлинение стабилизатора. В этой статье предлагается продлить стабилизатор  для достижения нового типа управления - рычажного . О нем рассказ ниже.

Так будет выглядеть кинематическая схема управления  системы изменения поперечного «V» горизонтального оперения.

Рис . № 7 . Кинематическая схема стабилизатора с переменным поперечным "V" стабилизатора. объяснение :1 - ручка управления самолетом , 2 - автоматическая система управления горизонтальным оперением , 3 - силовой привод автопилота , 4 - бустер (гидроусилитель) , 5 - гидроаккумулятор , 6 - ось изменения поперечного « V » стабилизатора , 7 - различные положения руля высоты.

Предполагается бустерная схема управления стабилизатором , поскольку она не требует дополнительного времени на балансировку .

Схема управления или изменения поперечного « V » стабилизатора осуществляется с помощью гидропривода .

 

 

Рис . № 8 . Наименование частей системы .

объяснение :1 - место положения крыла , 2 - фюзеляж , 3 - стабилизатор , 4 - удлиненный лонжерон , 5 - кронштейн , на котором крепится точка опоры лонжерона , 6 - точка опоры лонжерона , 7 - гидроаккумулятор , А- крепления тяги гидропривода к кронштейну , 9 - верхний обтекатель , 10 - балка крепления гидропривода , 11 - трубопровод , 12 - нижний обтекатель , 13 - гидроусилитель .

Перед тем , как создать эту систему автор обдумал много вариантов и хочет рассказать о некоторых из них. Ближайшей к этой была схем с четырьмя гидроцилиндрами на примере нее автор расскажет о положительных и отрицательных сторонах этого проекта. Поскольку система управления будет бустерная и автоматическая, то система не требует устанавливать еще один подконтрольный прибор в кабине пилота , что очень важно при боевом маневрировании и возможном воздушном бою .

Рис . № 9 Схема крепления тяги гидроусилителя к лонжерону стабилизатора.

1 - удлиненный лонжерон , 2 - блок крепления сваренного лонжерона с кронштейном , 3 - приварена часть лонжерона , 4 - винт , 5 - контргайка , 6 - шайба.

Примечание: лонжерон , который используется в этой конструкции является одним целым с кронштейном (он приходит на сборку по кооперации ) .

Конструкция второй схемы более простая и это очень важно, из-за этого она меньше влияет на центровку и более безопасная . Самым вероятным фактором неисправности в воздухе (вследствие повреждения или неисправности) могла быть отказ одного из гидроусилителей , что привело бы к перекосу стабилизатора и ( возможной) катастрофы самолета. Но наибольший положительный эффект заключается в синхронизации обоих стабилизаторов .

Больший вес первой системы могла привести к нарушению центровки . А это бы уже привело к пикирующему эффекту , или кабрирующему (в зависимости от размещения системы).

Предполагается установка оборотной системы руля высоты , которое будет руководствоваться с помощью карданного вала.

Схема действия очень упрощена: если пилот передвигает ручку управления самолетом от себя , то система подает специальный сигнал на гидропривод , и стабилизатор поднимается вверх, и остается в этом положении пока пилот не выровняет самолет в 0 + / -5 градусов по тангажу . Тогда и система выравнивает свое положение относительно оси тангажа . Когда пилот передвигает ручку управления самолетом на себя , то система ничего не делает. Система ничего не делает из-за того , что поток воздуха не затеняет крыло во второй позиции. Это простейший пример . Все примеры приведены выше относятся к схеме самолета « утка » .

Как это происходит на гидро - цилиндре ? В первой приведенной позиции гидроусилитель опускается в низ. Во второй позиции с гидроцилиндром ничего не делается.

На этой разработке предусматривается специальное устройство автоматической смены положения стабилизатора , зависящей от ручки управления самолетом .

Рассматривается также схема перспективного использования этой системы и на истребителях 5-го – 6-го и поколения и на самолетах , которые в данный момент еще разрабатываются.

Автор позволяет себе повториться , что эта разработка является уникальной и не имеет аналогов в мире . Перспективное использование этой системы на самолетах формы «утка», поскольку для них она и разрабатывалась . Но большинство мировых самолетов является представителями классической аэродинамической схемы (формы) , так и для них можно использовать эту систему. Как пример рассматривается украинский самолет

Ан -70, который в настоящее время находится на стадии статических испытаний , и уже скоро может получить сертификат летной годности .

Самое распространенное использование этой системы предполагается на военных и транспортных самолетах.

Итак проведенные в статье исследования позволяют утверждать, что систему изменения поперечного «V» стабилизатора следует считать целесообразной в использовании как в существующих так и в перспективных образцах авиационной техники, поскольку она обеспечит повышенную надежность и доходность, а также будет способствовать улучшению управления летательными аппаратами.

Игорь Макаров специально для Avia.pro

Детали и части самолета

Авторские статьи

avia.pro

Стабилизатор (авиация) Википедия

Оперение самолёта

Опере́ние (оперение летательного аппарата, ракеты) — совокупность аэродинамических поверхностей, обеспечивающих устойчивость, управляемость и балансировку самолёта в полёте. Состоит из горизонтального и вертикального оперения.

Общие сведения

Основные требования к оперению:

Горизонтальное оперение (ГО)

Обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности — стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. У самолётов с хвостовым расположением горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолёта — на фюзеляже или на верху киля (T-образная схема).

В схеме «утка» оперение располагается в носовой части самолёта перед крылом. Возможна комбинированная схема, когда у самолёта с хвостовым оперением ставится дополнительное переднее оперение — схема с ПГО (переднее горизонтальное оперение), позволяющая использовать преимущества обеих указанных схем. Схемы «бесхвостка», «летающее крыло» горизонтального оперения не имеют.

Неподвижный стабилизатор обычно имеет фиксированный угол установки относительно продольной оси самолёта. Иногда предусматривается регулировка этого угла на земле. Такой стабилизатор называется переставным.

На тяжёлых самолётах для повышения эффективности продольного управления угол установки стабилизатора с помощью дополнительного привода может изменяться в полёте, обычно на взлёте и посадке, а также для балансировки самолёта на заданном режиме полёта. Такой стабилизатор называется подвижным.

На сверхзвуковых скоростях полёта эффективность руля высоты резко падает. Поэтому у сверхзвуковых самолётов вместо классической схемы ГО с рулем высоты применяется управляемый стабилизатор (ЦПГО), угол установки которого регулируется лётчиком с помощью командного рычага продольного управления или бортовым компьютером самолёта. Руль высоты в этом случае отсутствует.

Вертикальное оперение (ВО)

Обеспечивает самолёту путевую устойчивость, управляемость и балансировку относительно вертикальной оси. Оно состоит из неподвижной поверхности — киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления.

Цельноповоротное ВО применяется весьма редко (например, на Ту-160). Эффективность ВО можно повысить путём установки форкиля — переднего наплыва в корневой части киля, или дополнительным подфюзеляжным гребнем. Другой способ — применение нескольких (обычно не более двух одинаковых) килей. Непропорционально большой киль, или два киля — часто признак сверхзвукового самолёта, для обеспечения путевой устойчивости на больших скоростях.

Формы оперения

Т-образное хвостовое оперение самолёта (Ту-154)

Формы поверхностей оперения определяются теми же параметрами, что и формы крыла: удлинением, сужением, углом стреловидности, аэродинамическим профилем и его относительной толщиной. Как и в случае с крылом различают трапециевидное, овальное, стреловидное и треугольное оперение.

Схема оперения определяется числом его поверхностей и их взаимным расположением. Наиболее распространены следующие схемы:

  • Схема с центральным расположением вертикального оперения в плоскости симметрии самолёта — горизонтальное оперение в этом случае может располагаться как на фюзеляже, так и на киле на любом удалении от оси самолёта (схему с расположением ГО на конце киля принято называть Т-образным оперением).
    Пример: Ту-154
  • Схема с разнесенным вертикальным оперением — (часто называют Н-образным) две его поверхности могут крепиться по бокам фюзеляжа или на концах ГО. В двухбалочной схеме фюзеляжа поверхности ВО устанавливаются на концах фюзеляжных балок. На самолётах типа «утка», «бесхвостка», «летающее крыло» разнесенное ВО устанавливается на концах крыла или в средней его части.
    Пример: Пе-2, Lockheed P-38 Lightning
  • V-образное оперение, состоящее из двух наклонных поверхностей, выполняющих функции и горизонтального и вертикального оперения. Из-за сложности управления и, как следствие, малой эффективности такое оперение широкого применения не получило. (Правда применение компьютерных пилотажных систем изменило ситуацию в лучшую сторону. Текущее управление V-образным оперением в оснащённых им новейших самолётах берёт на себя бортовой компьютер, — пилоту лишь достаточно задать стандартной ручкой управления направление полёта (влево-вправо, вверх-вниз), и компьютер сделает всё, что для этого нужно).
    Пример: F-117
  • Скошенное оперение (типа «бабочка», или оперение Рудлицкого)
    Пример: Me.262 HG III

Стабилизаторы и кили

Имеют полную аналогию с крылом, как по составу и конструкции основных элементов — лонжеронов, продольных стенок, стрингеров, нервюр, так и по типу силовых схем. Для стабилизаторов вполне успешно используются лонжеронная, кессонная и моноблочная схемы, а для килей последняя схема применяется реже, из-за определённых конструктивных трудностей при передаче изгибающего момента с киля на фюзеляж. Контурный стык силовых панелей киля с фюзеляжем в этом случае требует установки большого числа силовых шпангоутов или установки на фюзеляже в плоскости силовых панелей киля мощных вертикальных балок, опирающихся на меньшее число силовых шпангоутов фюзеляжа.

У стабилизаторов можно избежать передачи изгибающих моментов на фюзеляж, если лонжероны или силовые панели левой и правой его поверхностей связать между собой по кратчайшему пути в центральной его части. Для стреловидного стабилизатора это требует перелома оси продольных элементов по борту фюзеляжа и установки двух усиленных бортовых нервюр. Если продольные элементы такого стабилизатора без перелома осей доходят до плоскости симметрии самолёта, то кроме бортовых силовых нервюр, передающих крутящий момент, потребуется ещё одна силовая нервюра в плоскости симметрии самолёта.

Свои особенности имеет конструкция управляемого стабилизатора — см. ЦПГО

Рули и элероны

Ввиду полной идентичности конструкции и силовой работы рулей и элеронов в дальнейшем для краткости речь будет идти только о рулях, хотя все сказанное будет полностью применимо и к элеронам. Основным силовым элементом руля (и элерона, естественно), работающим на изгиб и воспринимающим практически всю перерезывающую силу, является лонжерон, который опирается на шарнирные опоры узлов подвески.

Основная нагрузка рулей — воздушная аэродинамическая, возникающая при балансировке, маневрировании самолёта или при полёте в неспокойном воздухе. Воспринимая эту нагрузку, лонжерон руля работает как неразрезная многоопорная балка. Особенность его работы заключается в том, что опоры руля закреплены на упругих конструкциях, деформации которых под нагрузкой существенно влияют на силовую работу лонжерона руля.

Восприятие крутящего момента руля обеспечивается замкнутым контуром обшивки, который в местах выреза под кронштейны крепления замыкается стенкой лонжерона. Максимальный крутящий момент действует в сечении кабанчика управления, к которому подходит тяга управления. Местом расположения кабанчика (тяги управления) по размаху руля можно существенно влиять на деформации руля при кручении.

Аэродинамическая компенсация рулей

В полёте при отклонении рулевых поверхностей возникают шарнирные моменты, которые уравновешиваются усилиями летчика на командных рычагах управления. Эти усилия зависят от размеров и угла отклонения руля, а также от скоростного напора. На современных самолётах усилия управления получаются слишком большими, поэтому приходится в конструкции рулей предусматривать специальные средства для уменьшения шарнирных моментов и уравновешивающих их усилий управления. С этой целью используется аэродинамическая компенсация рулей, суть которой заключается в том, что часть аэродинамических сил руля создают момент относительно оси вращения, противоположный основному шарнирному моменту.

Наибольшее распространение получили следующие виды аэродинамической компенсации:

  • роговая — на конце руля часть его площади в виде «рога» располагается спереди от оси шарниров, что обеспечивает создание момента обратного знака по отношению к основному шарнирному;
  • осевая — часть площади руля по всему размаху располагается спереди от оси шарниров (ось шарниров смещается назад), что уменьшает шарнирный момент;
  • внутренняя — обычно используется на элеронах и представляет собой пластины, прикреплённые к носку элерона спереди, которые связаны гибкой перегородкой со стенками камеры внутри крыла. При отклонении элерона в камере создаётся разница давлений над и под пластинами, которая уменьшает шарнирный момент.
  • сервокомпенсация — в хвостовой части руля шарнирно подвешивается небольшая поверхность, которая тягой связывается с неподвижной точкой на крыле или оперении. Эта тяга обеспечивает автоматическое отклонение сервокомпенсатора в сторону, противоположную отклонению руля. Аэродинамические силы на сервокомпенсаторе уменьшают шарнирный момент руля.

Углы отклонения и эффективность работы такого компенсатора пропорциональны углам отклонения руля, что не всегда оправдывает себя, так как усилия управления зависят не только от углов отклонения руля, но и от скоростного напора. Более совершенным является пружинный сервокомпенсатор, у которого за счёт включения в кинематику управления пружины с предварительной затяжкой углы отклонения пропорциональны усилиям управления руля, что наилучшим образом отвечает назначению сервокомпенсатора — уменьшать эти усилия.

Средства аэродинамической балансировки самолёта

Любой установившийся режим полёта самолёта, как правило, выполняется с отклоненными рулями, что обеспечивает уравновешивание — балансировку — самолёта относительно его центра масс. Возникающие при этом усилия на органах управления в кабине принято называть балансировочными. Чтобы зря не утомлять летчика и избавить его от этих ненужных усилий на каждой рулевой поверхности устанавливается триммер, позволяющий полностью снимать балансировочные усилия.

Триммер конструктивно полностью идентичен сервокомпенсатору и также шарнирно подвешивается в хвостовой части руля, но, в отличие от сервокомпенсатора, имеет дополнительное ручное или электромеханическое управление. Летчик, отклоняя триммер в сторону противоположную отклонению руля, добивается уравновешивания руля на заданном угле отклонения при нулевых усилиях на командном рычаге. В некоторых случаях используется комбинированная поверхность триммер-сервокомпенсатор, который при включении привода работает в качестве триммера, а при отключенном — выполняет функции сервокомпенсатора.

Следует добавить, что триммер может использоваться лишь в таких системах управления, в которых усилия на командных рычагах напрямую связаны с шарнирным моментом руля — системы механического безбустерного управления или системы с обратимыми бустерами. В системах с необратимыми бустерами — гидроусилителями — естественные усилия на огранах управления очень малы, и для имитации лётчику «механического управления» дополнительно создаются пружинными загрузочными механизмами и от шарнирного момента руля не зависят. В таком случае триммеры на рулях не ставятся, а балансировочные усилия снимаются специальными устройствами — механизмами эффекта триммирования, установленными в проводке управления.

Другим средством балансировки самолёта в установившемся режиме полёта может служить переставной стабилизатор. Обычно такой стабилизатор крепится шарнирно на задних узлах подвески, а передние узлы соединяются с силовым приводом, который, перемещая носовую часть стабилизатора вверх или вниз, изменяет углы его установки в полете. Подбирая нужный угол установки, летчик может уравновесить самолёт при нулевом шарнирном моменте на руле высоты. Этот же стабилизатор обеспечивает и требуемую эффективность продольного управления самолёта на взлете и посадке.

Средства устранения флаттера рулей и элеронов

Причиной возникновения изгибно-элеронного и изгибно-рулевого флаттера является их массовая несбалансированность относительно оси шарниров. Обычно центр масс рулевых поверхностей расположен позади оси вращения. В результате при изгибных колебаниях несущих поверхностей силы инерции, приложенные в центре масс рулей, за счёт деформаций и люфтов в проводке управления отклоняют рули на некоторый угол, что приводит к появлению дополнительных аэродинамических сил, увеличивающих изгибные деформации несущих поверхностей. С ростом скорости раскачивающие силы растут и при скорости, называемой критической скоростью флаттера, происходит разрушение конструкции.

Радикальным средством устранения данного вида флаттера является установка в носовой части рулей и элеронов балансировочных грузов с целью перемещения их центра масс вперед.

100-процентная весовая балансировка рулей, при которой центр масс располагается на оси вращения руля, обеспечивает полное устранение причины возникновения и развития флаттера.

Выбор и расчёт

Глубокое сваливание у самолётов с Т-образным оперением.

На органы оперения в полёте действуют распределённые аэродинамические силы, величина и закон распределения которых задаются нормами прочности или определяются продувками. Массовыми инерционными силами оперения ввиду их малости обычно пренебрегают. Рассматривая работу элементов оперения при восприятии внешних нагрузок, по аналогии с крылом следует различать общую силовую работу агрегатов оперения как балок, в сечениях которых действуют перерезывающие силы, изгибающие и крутящие моменты, и работу местную от воздушной нагрузки, приходящейся на каждый участок обшивки с подкрепляющими её элементами.

Различные агрегаты оперения отличаются друг от друга назначением и способами закрепления, что вносит свои особенности в силовую работу и влияет на выбор их конструктивно-силовых схем. Требуемая эффективность оперения обеспечивается правильным выбором форм и расположения его поверхностей, а также численных значений параметров этих поверхностей. Чтобы избежать затенения органы оперения не должны попадать в спутную струю крыла, гондол и других агрегатов самолёта. Не меньшее влияние на эффективность оперения оказывает и применение компьютерных пилотажных систем. Например до появления достаточно совершенных самолётных бортовых компьютеров V-образное оперение почти не применялось, из-за его сложности в управлении.

Более позднее наступление волнового кризиса на оперении достигается увеличенными по сравнению с крылом углами стреловидности и меньшими относительными толщинами. Избежать флаттера и бафтинга можно известными мерами устранения этих явлений аэроупругости.

См. также

Литература

Ссылки

wikiredia.ru

Хвостовое оперение самолета. Фото. Основные функции.

 

Хвостовое оперение – аэродинамические профили, расположенные в хвостовой части самолета. Выглядят они как относительно небольшие «крылышки», которые традиционно устанавливаются в горизонтальной и вертикальной плоскостях и имеют название «стабилизаторы».

 

Именно по этому параметру хвостовое оперение и подразделяется, прежде всего – на горизонтальное и вертикальное, соответственно с плоскостями, в которых устанавливается. Классическая схема – один вертикальный и два горизонтальных стабилизатора, которые непосредственно соединены с хвостовой частью фюзеляжа. Именно такая схема наиболее широко используемая на гражданских авиалайнерах. Однако существуют и другие схемы – например, Т-образное, которое применяется на Ту-154.

В подобной схеме  горизонтальное оперение прикреплено к верхней части вертикального, и если смотреть спереди или сзади самолета, оно напоминает букву «Т», от чего и получило название. Также существует схема с двумя вертикальными стабилизаторами, которые вынесены на законцовки горизонтального оперения, пример самолета с таким типом оперения – Ан-225. Также два вертикальных стабилизатора имеет большинство современных истребителей, однако установлены они на фюзеляже, поскольку те имеют форму фюзеляжа несколько более «приплюснутую» по горизонтали, по сравнению с гражданскими и грузовыми воздушными судами.

Ну и в целом, существуют десятки различных конфигураций хвостового оперений и каждая имеет свои достоинства и недостатки, о которых речь пойдет несколько ниже. Даже устанавливается оно не всегда в хвостовой части самолета, однако это касается лишь горизонтальных стабилизаторов.

Хвостовое оперение самолета Ту-154

Хвостовое оперение самолета Ан-225

 

Принцип работы хвостового оперения. Основные функции.

 

А теперь о функциях хвостового оперения, зачем же оно необходимо? Поскольку оно еще называется стабилизаторами, то можно предположить, что они что-то стабилизируют. Верно, это так. Хвостовое оперение необходимо для стабилизации и балансировки самолета в воздухе, а еще для управления самолетом по двум осям – рысканье (влево-вправо) и тангаж (вверх-вниз).

 

Вертикальное хвостовое оперение.

 

Функции вертикального оперения – стабилизация самолета. Кроме двух вышеперечисленных осей, еще существует третья – крен (вращение вокруг продольной оси самолета), так вот, при отсутствии вертикального стабилизатора, крен вызывает раскачивание самолета относительно вертикальной оси, притом раскачивание очень серьезное и абсолютно неконтролируемое. Вторая функция – управление по оси рысканья.

К задней кромке вертикального стабилизатора прикреплен отклоняемый профиль, который управляется из кабины пилотов. Это две основные функции вертикального хвостового оперения, абсолютно неважно количество, позиция и форма вертикальных стабилизаторов – эти две функции они выполняют всегда.

Виды вертикальных хвостовых оперений. 

 

Горизонтальное хвостовое оперение.

 

Теперь о горизонтальном хвостовом оперении. Оно также имеет две основные функции, первую можно охарактеризовать как балансировочную. Для того чтобы понять что тут к чему, можно провести простой эксперимент. Необходимо взять какой-либо длинный предмет, например линейку и положить ее на один вытянутый палец так, чтобы она не падала и не клонилась ни назад, ни вперед, т.е. найти ее центр тяжести. Итак, теперь у линейки (фюзеляжа) есть крыло (палец), уравновесить ее вроде не сложно. Ну а теперь необходимо представить, что в линейку закачиваются тонны топлива, садятся сотни пассажиров, загружается огромное количество груза.

Естественно, все это загрузить идеально относительно центра тяжести просто невозможно, однако есть выход. Необходимо прибегнуть к помощи пальца второй руки и поместить его сверху от условно задней части линейки, после чего сдвинуть «передний» палец к заднему. В итоге получилась относительно устойчивая конструкция. Можно еще сделать по другому: поместить «задний» палец под линейку и сдвинуть «передний» вперед, в сторону носовой части. Оба этих примера показывают принцип действия горизонтального хвостового оперения.

Более распространен именно первый тип, когда горизонтальные стабилизаторы создают силу, противоположную по направлению к подъемной силе крыльев. Ну и вторая их функция – управление по оси тангажа. Здесь все абсолютно также как и с вертикальным оперением. В наличии отклоняемая задняя кромка профиля, которая управляется из кокпита и увеличивает либо уменьшает силу, которую создает горизонтальный стабилизатор благодаря своему аэродинамическому профилю. Здесь следует сделать оговорку, относительно отклоняемой задней кромки, ведь некоторые самолеты, особенно боевые, имеют полностью отклоняемые плоскости, а не только их части, это касается и вертикального оперения, однако принцип работы и функции от этого не меняются.

Виды горизонтальных хвостовых оперений.

 

А теперь о том, почему конструкторы отходят от классической схемы. Сейчас самолетов огромное количество и их предназначение вместе с характеристиками очень сильно отличается. И, по сути, здесь необходимо разбирать конкретный класс самолетов и даже конкретный самолет в отдельности, но чтобы понять основные принципы будет достаточно нескольких примеров.

Первый - уже упоминаемый Ан-225, имеет двойное вынесенное вертикальное оперение по той причине, что он может нести на себе такую объемную вещь как челнок Буран, который в полете затенял бы в аэродинамическом плане единственный вертикальный стабилизатор, расположенный по центру, и эффективность его была бы чрезвычайно низкой. Т-образное оперение Ту-154 также имеет свои преимущества. Поскольку оно находится даже за задней точкой фюзеляжа, по причине стреловидности вертикального стабилизатора, плечо силы там самое большое (здесь можно опять прибегнуть к линейке и двум пальцам разных рук, чем ближе задний палец к переднему, тем большое усилие на него необходимо), потому его можно сделать меньшим и не таким мощным, как при классической схеме. Однако теперь все нагрузки, направленные по оси тангажа передаются не на фюзеляж, а на вертикальный стабилизатор, из-за чего тот необходимо серьезно укреплять, а значит и  утяжелять.

Кроме того, еще и дополнительно тянуть трубопроводы гидравлической системы управления, что еще больше прибавляет вес. Да и в целом такая конструкция более сложная, а значит менее безопасная. Что же касается истребителей, почему они используют полностью отклоняемые плоскости и парные вертикальные стабилизаторы, то основная причина - увеличение эффективности. Ведь понятно, что лишней маневренности у истребителя быть не может. 

 

avia.pro

Горизонтальное оперение — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Т-образное хвостовое оперение Ту-154. ГО на конце киля.

Горизонта́льное опере́ние — аэродинамический профиль, расположенный в горизонтальной плоскости самолёта. Обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку летательного аппарата на всех режимах полёта. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности — стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. У самолётов с хвостовым расположением оперения горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолёта — на фюзеляже или на верху киля (T-образная схема).

В схеме «утка» оперение располагается в носовой части самолёта перед крылом. Возможна комбинированная схема, когда у самолёта с хвостовым оперением ставится дополнительное переднее оперение — схема с ПГО (переднее горизонтальное оперение), позволяющая использовать преимущества обеих указанных схем. Схемы «бесхвостка», «летающее крыло» горизонтального оперения не имеют.

Неподвижный стабилизатор обычно имеет фиксированный угол установки относительно продольной оси самолёта. Иногда предусматривается регулировка этого угла на земле. Такой стабилизатор называется переставным.

На тяжёлых самолётах для повышения эффективности продольного управления угол установки стабилизатора с помощью дополнительного привода может изменяться в полёте, обычно на взлёте и посадке, а также для балансировки самолёта на заданном режиме полёта. Такой стабилизатор называется подвижным.

На сверхзвуковых скоростях полёта эффективность руля высоты резко падает. Поэтому у сверхзвуковых самолётов вместо классической схемы ГО с рулем высоты применяется управляемый стабилизатор (ЦПГО), угол установки которого регулируется лётчиком с помощью командного рычага продольного управления или бортовым компьютером самолёта. Руль высоты в этом случае отсутствует.

Типы горизонтального оперения[

ru.wikipedia.org

Стабилизатор (авиация) Википедия

Оперение самолёта

Опере́ние (оперение летательного аппарата, ракеты) — совокупность аэродинамических поверхностей, обеспечивающих устойчивость, управляемость и балансировку самолёта в полёте. Состоит из горизонтального и вертикального оперения.

Общие сведения[ | ]

Основные требования к оперению:

Горизонтальное оперение (ГО)[ | ]

Обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности — стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. У самолётов с хвостовым расположением горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолёта — на фюзеляже или на верху киля (T-образная схема).

В схеме «утка» оперение располагается в носовой части самолёта перед крылом. Возможна комбинированная схема, когда у самолёта с хвостовым оперением ставится дополнительное переднее оперение — схема с ПГО (переднее горизонтальное оперение), позволяющая использовать преимущества обеих указанных схем. Схемы «бесхвостка», «летающее крыло» горизонтального оперения не имеют.

Неподвижный стабилизатор обычно имеет фиксированный угол установки относительно продольной оси самолёта. Иногда предусматривается регулировка этого угла на земле. Такой стабилизатор называется переставным.

На тяжёлых самолётах для повышения эффективности продольного управления угол установки стабилизатора с помощью дополнительного привода может изменяться в полёте, обычно на взлёте и посадке, а также для балансировки самолёта на заданном режиме полёта. Такой стабилизатор называется подвижным.

На сверхзвуковых скоростях полёта эффективность руля высоты резко падает. Поэтому у сверхзвуковых самолётов вместо классической схемы ГО с рулем высоты применяется управляемый стабилизатор (ЦПГО), угол установки которого регулируется лётчиком с помощью командного рычага продольного управления или бортовым компьютером самолёта. Руль высоты в этом случае отсутствует.

ru-wiki.ru

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *