Tipuri de penaj de avion. Coada orizontală din față

Coada este formată din suprafețe portante concepute pentru a asigura stabilitatea longitudinală și direcțională și controlabilitatea aeronavei. De obicei este format din cozi orizontale și verticale (Fig. 3.1). Coada orizontală (HT) servește pentru stabilitatea longitudinală și controlabilitatea aeronavei, coada verticală (VT) - pentru stabilitatea direcțională și controlabilitatea aeronavei.

Coada orizontală este formată dintr-un stabilizator și un elevator (ER). Stabilizatorul este de obicei o parte staționară a GO împreună cu RV, asigură stabilitatea longitudinală a aeronavei în zbor. Liftul este o parte mobilă a cozii orizontale, concepută pentru a controla aeronava în raport cu axa transversală. Coada verticală este formată dintr-o înotătoare și o cârmă (RN). Aripa, partea staționară a aeronavei, împreună cu vehiculul de lansare, asigură stabilitatea direcțională și laterală a aeronavei în zbor. Cârma este o parte mobilă a cozii verticale, concepută pentru a controla aeronava în raport cu axa verticală.

Tiparele de execuție diferă în principal în funcție de poziția relativă a GO și VO și de locația lor în raport cu fuzelaj. În schema tradițională, GO și VO sunt montate pe partea din spate a fuzelajului. Acest design al cozii este cel mai avantajos în ceea ce privește greutatea și rezistența la vibrații, dar nu este întotdeauna acceptabil. Astfel, atunci când aripa este situată în partea de sus sau motoarele sunt situate în spatele fuzelajului, se folosește o coadă în formă de T. În această schemă, GO este atașat de aripioară pentru a o îndepărta din fluxul teșit din spatele aripii și jetul de gaze ale motorului. Pe unele aeronave, în acest scop, în loc de o coadă în formă de T, se folosește o coadă în formă de V.

Fig.3.1. Coada și eleronele avionului:

1, 5 - elerone; 2 - trimmer eleron; 3, 4 - servocompensatoare eleron;

6, 12 - lifturi; 7, 11 - trimmere de lift; 8 - cârmă;

9, 10 - trimmer și arc servocompensator al cârmei

Destul de des, chilele sunt instalate la capetele stabilizatorului. Un astfel de FO distanțat crește eficiența și reduce reactanța inductivă a GO, deoarece aripioarele în acest caz acționează ca șaibe de capăt. Un profil aerodinamic distanțat este benefic în special pentru aeronavele cu motoare turbopropulsoare, deoarece jeturile de aer de la elice măresc eficiența profilului aerodinamic la viteze mici de zbor. În plus, centrul de presiune al unui profil aerodinamic distanțat este mai mic decât cel al profilului aerodinamic convențional, prin urmare, cuplul fuzelajului este mai mic. Dezavantajele cozii în formă de T și ale cozii cu o aripă distanțată sunt nevoia de a întări chila și stabilizatorul și, prin urmare, creșterea greutății cozii, precum și nevoia de a complica cablarea de control a cârmei.

Pe aeronavele de tip canard, GO este situat în fața aripii. Acest design afectează vizibilitatea din carlingă, dar oferă proprietăți portante mai mari în comparație cu aeronavele convenționale, deoarece forța aerodinamică de echilibrare asupra HO este îndreptată mai degrabă în sus decât în ​​jos.

Este posibil ca aeronavele fără coadă să nu aibă suprafețe de coadă orizontale. În această schemă, stabilitatea longitudinală este asigurată prin utilizarea

Profil în formă de S și forme ale aripilor corespunzătoare. Funcțiile liftului sunt îndeplinite de eloni, care acționează ca eleroni și lift. Refuzul GO în designul „fără coadă” face posibilă reducerea rezistenței și greutății aeronavei. Dezavantajul schemei este reducerea capacității portante a aripii datorită necesității de a utiliza un profil în formă de S și eloni, care sunt deviați în sus în timpul echilibrării longitudinale a aeronavei.

Caracteristicile geometrice ale cozii - forma profilului, forma plană, unghiul V transversal - sunt similare cu caracteristicile aripii. În plus, coada se caracterizează prin zonele relative ale cozilor orizontale și verticale, liftului și cârmei.

Coada are de obicei profiluri simetrice, ceea ce face posibilă menținerea aceluiași caracter al sarcinilor aerodinamice atunci când cârmele sunt deviate în direcții diferite și oferă o rezistență mai mică. Pentru un stabilizator, se folosește uneori un profil asimetric, instalat în poziție inversată (curbură inversă). Un astfel de profil creează, la un unghi zero de atac, o forță aerodinamică îndreptată în jos și echilibrând momentul forței de ridicare a aripii cu o rezistență minimă de echilibrare a aeronavei.

Profilele cozii sunt alese astfel încât stagnarea fluxului și undele de șoc să apară pe coadă mai târziu decât pe aripă. Acest lucru asigură că aeronava rămâne stabilă și controlabilă în toate modurile de zbor. În același scop, penajul primește o măturare cu 5 - 10° mai mult decât măturarea aripii.

Ariile relative ale cozilor orizontale și verticale S GO și S VO sunt exprimate prin raportul dintre ariile GO și VO și aria aripii:

S GO = S GO /S; S BO = S BO /S.

Aria relativă a liftului S B este exprimată prin raportul dintre aria vehiculului de lansare S B a aria vehiculului principal și aria relativă a cârmei S H prin raportul dintre suprafață al lansatorului de rachete în zona apărării aeriene:

S B = S B / S GO; S H = S H / S VO

Sarcinile care acționează asupra cozii în zbor sunt similare ca natură cu sarcinile care acționează asupra aripii. Sarcinile de masă din proiectarea GO și VO sunt mici și de obicei nu sunt luate în considerare în calcule. Calculele pentru rezistență și rigiditate sunt efectuate pentru încărcăturile de echilibrare și manevrare, precum și pentru sarcinile atunci când zboară în aer accidentat.

Forța aerodinamică de echilibrare pe coada orizontală Y a GO echilibrează momentul creat de forța de ridicare a aripii Y față de aeronava CM:

Y GO L GO =Ya, unde L GO este brațul cozii orizontale, adică lungimea proiecției pe axa longitudinală a aeronavei a segmentului care leagă un punct dat de pe MAR al aripii (de obicei în intervalul de aliniamente ale aeronavei) cu un punct situat pe 1/4 din MAR al penajului orizontal.

Sarcinile de manevră apar atunci când volanul este deviat brusc și depind de rata de deviere a acestuia. Când zboară în aer accidentat, GO este supus sarcinilor cauzate de rafale de vânt. Aceste sarcini sunt proporționale cu viteza curgerii în timpul unei rafale și cu zona barajului.

Pe carcasă, apare o sarcină de echilibrare atunci când avionul planează. Atinge valori mari atunci când un motor se defectează, situat la distanță de axa longitudinală a aeronavei.

Când cârmele sunt deviate, stabilizatorul și aripioarele sunt încărcate suplimentar de forțele concentrate de la cârme prin unitățile de suspensie. Direcția acestor forțe depinde de direcția de deviere a cârmelor.

Sarcinile pe coadă, precum și pe aripă, sunt determinate pentru o serie de cazuri de proiectare.

Suprafețele de control, pe lângă RV și LV, includ eleroni - părți mobile ale aripii, deviate simultan în direcții opuse (sus și jos), concepute pentru a controla aeronava în raport cu axa sa longitudinală.

Stabilitatea este înțeleasă ca capacitatea unei aeronave de a menține în mod independent, fără participarea unui pilot, o anumită stare de mișcare și de a reveni la modul de zbor inițial după o abatere involuntară cauzată de perturbări externe.

Controlabilitatea unei aeronave este înțeleasă ca capacitatea sa de a schimba modul de zbor atunci când suprafețele de control deviază. Stabilitatea și controlabilitatea sunt printre cele mai importante proprietăți ale unei aeronave, siguranța zborului, simplitatea și precizia pilotajului depind de ele.

Cu ajutorul cârmelor și eleronanelor, aeronava este echilibrată, adică forțele și momentele care acționează asupra ei sunt echilibrate. Echilibrarea se realizează prin devierea suprafețelor de direcție la un anumit unghi, așa-numitul unghi de echilibrare.

În condiții normale de zbor, pilotul (pilotul automat) echilibrează periodic aeronava cu liftul din cauza modificărilor de aliniere cauzate de epuizarea combustibilului sau de mișcarea pasagerilor și a încărcăturii. În cazul unei defecțiuni a motorului, producția neuniformă de combustibil din jumătatea stângă și dreaptă a aripii și, în alte cazuri, echilibrarea aeronavei se realizează prin devierea cârmei și a eleroanelor.

Este de dorit ca poziția de echilibrare a suprafețelor de direcție să fie aproape de poziția lor neutră. În caz contrar, rezistența aeronavei crește semnificativ. Astfel, pierderile de echilibrare din deviația ascensorului poate reduce raza de zbor a aeronavei cu mai mult de 10%.

Astfel, cârmele și eleronoanele îndeplinesc două funcții: asigură echilibrul forțelor și momentelor care acționează asupra aeronavei în timpul zborului în regim de echilibru și servesc pentru control, i.e. perturbarea deliberată a acestui echilibru pentru a schimba modul de zbor și traiectoria.

Pe elicoptere, funcțiile cozii sunt îndeplinite de rotoarele principale și de coadă, dar cozile de tip aeronave sunt adesea folosite ca dispozitive auxiliare.

Un elicopter coaxial cu două rotoare este echipat cu o chilă și cârmă, care îmbunătățesc stabilitatea direcțională și controlabilitatea elicopterului; Vehiculul de lansare, în plus, crește controlabilitatea direcțională în modul rotor cu rotație automată.

La elicopterele cu un singur rotor, rolul chilei este jucat de grinda de capăt, ale cărei secțiuni primesc forma unui profil asimetric. Un astfel de fascicul de chilă crește stabilitatea direcțională a elicopterului și ușurează sarcina pe rotorul de coadă în zbor orizontal. Cârma nu este utilizată la elicopterele cu un singur rotor, deoarece controlul direcției este suficient prin rotorul de coadă.

Coada orizontală constă de obicei dintr-un stabilizator controlat conceput pentru a crește stabilitatea longitudinală a elicopterului. Pe elicoptere de diferite modele pot fi furnizate stabilizatori. Stabilizatorul este controlat prin sistemul de control al rotorului principal. Unele elicoptere au stabilizatoare incontrolabile.

Designul cozii elicopterelor este similar cu designul cozii avioanelor. Deoarece elicopterele au viteze de zbor relativ scăzute, acoperirea cozii poate fi făcută din pânză.

Eficacitatea cozii depinde în mare măsură de locația sa pe aeronavă. Este de dorit ca, în toate modurile de zbor, întărirea să nu cadă în zona de curgere inhibată de aripa, nacelele motorului, fuselajul sau alte părți ale aeronavei. Poziția relativă a părților sale VO și GO are, de asemenea, o mare influență asupra eficienței penajului.

În spatele aripii aeronavei, se formează o zonă de curgere întârziată, numită trezire. Dimensiunile acestei zone depind de viteza de zbor, unghiul de atac al aripii și parametrii acesteia. Granițele exacte ale traseului sunt determinate pe baza măturărilor aerodinamice. Într-un jet co-curent, vitezele sunt reduse semnificativ, unghiurile de curgere ating valori mari, iar zona este saturată cu vârtejuri.

Din aceste motive, plasarea unei cozi orizontale într-un traseu ar duce la scăderea eficienței acesteia (datorită scăderii vitezei de curgere), deteriorarea caracteristicilor de stabilitate (datorită unghiurilor mari de teșire) și apariția vibrațiilor în timpul formării intense a vortexului. Atunci când alegeți poziția cozii orizontale, este necesar ca în toate modurile de zbor să nu cadă în urma.

Fig.4 Fig.5

Coada orizontală este situată fie deasupra (Fig. 4a), fie dedesubt (Fig. 4b) de mers.

Atunci când alegeți poziția cozii orizontale, este, de asemenea, necesar să vă asigurați că aceasta este suficient de îndepărtată din curentul de jet al motoarelor.

Poziția relativă a cozilor orizontale și verticale ar trebui să fie astfel încât în ​​zbor o parte a cozii să o umbrească pe cealaltă cât mai puțin posibil. Când o aeronavă zboară la unghiuri mari de atac sau când planează, o anumită parte a cozii verticale cade în umbra aerodinamică a cozii orizontale. O aeronavă a cărei coadă verticală și în special cârma sunt puternic umbrite are caracteristici slabe de rotire (este dificil să se recupereze după o rotire).

Umbrirea cozii verticale poate fi redusă prin plasarea cozii orizontale fie în spatele, înaintea sau deasupra cozii verticale.

Fiecare dintre aceste opțiuni are propriile sale avantaje și dezavantaje.

Dacă brațul cozii orizontal este selectat corect, atunci când plasați coada verticală în fața cozii orizontale, este necesar să creșteți aria cozii verticale pentru a asigura eficiența necesară, iar acest lucru va duce la o creștere a cozii orizontale. masa și rezistența și la o creștere a cuplului fuselajului. Când plasați coada verticală în spatele celei orizontale, va fi necesară creșterea lungimii fuselajului, ceea ce va determina o creștere a masei fuselajului și a rezistenței acestuia. La aşezarea orizontală

coada verticală, designul de montare devine mai complicat și sarcinile de chilă cresc.

În prezent, la aeronavele de transport grele și de pasageri cu motoare montate pe stâlpi pe părțile laterale ale fuzelajului din spate, designul cozii în formă de T a devenit larg răspândit.

În acest caz, coada orizontală este îndepărtată din jetul motorului. Avantajele unei astfel de scheme includ și creșterea eficienței cozii verticale (în acest caz, coada orizontală joacă rolul unei plăci de capăt) și reducerea posibilității de umbrire a acesteia. Un dezavantaj major al acestei scheme este posibilitatea ca aeronava să intre în așa-numitul mod „deep stall”.

Dacă valorile admise ale unghiului de atac sunt depășite (acest lucru se poate întâmpla accidental în timpul unei rafale verticale puternice) și are loc o blocare pe aripă, trezirea poate acoperi întreaga coadă orizontală, iar eficiența cârmei va fi insuficientă.

Pentru a crește stabilitatea direcțională și eficiența cozii verticale la unghiuri mari de alunecare, pe aeronave sunt instalate furci și creste ventrale (Fig. 6).

În cele din urmă, problema plasării cozii pe aeronavă și poziția relativă a părților sale individuale este decisă pe baza rezultatelor purjării și apoi a testelor de zbor.

Coada aeronavei 1. Scopul și compoziția cozii. Cerințe pentru penaj. 2. Forma și locația penajului. 3. Sarcini care actioneaza asupra cozii. 4. Proiectarea empenajului.

Scopul penajului. Coada unei aeronave reprezintă suprafețele de sprijin ale aeronavei, concepute pentru a asigura echilibrarea longitudinală (față de axa OZ) și direcțională (față de axa OY), stabilitatea și controlabilitatea aeronavei. Echilibrarea unei aeronave este echilibrarea momentelor tuturor forțelor care acționează asupra aeronavei în raport cu centrul său de greutate. Stabilitatea este capacitatea unei aeronave de a reveni la un anumit mod de zbor după încetarea forțelor care au făcut ca aeronava să devieze de la acest mod. Controlabilitatea unei aeronave este capacitatea sa de a răspunde la deviațiile cârmei cu mișcări adecvate în spațiu sau, așa cum spun de obicei piloții, „urmați mânerul”.

Scopul și compoziția penajului. Un avion cu un design normal (clasic) și un design canard are cozi orizontale și verticale. Coada orizontală este proiectată pentru a asigura echilibrarea longitudinală (față de axa OZ), stabilitatea și controlabilitatea aeronavei. Coada verticală este proiectată pentru a oferi echilibrarea, stabilitatea și controlabilitatea aeronavei (față de axa OY). Masa relativă a cozii m op. / m cr. = 0,015,0,025

Coada orizontală 8 – furcă, 7 – creasta chilei. Pentru aeronavele subsonice, GO constă de obicei dintr-un stabilizator fix sau mobil limitat și un lift mobil. Pe aeronavele cu viteze de zbor supersonice, din cauza eficienței insuficiente a RV, atunci când zboară la viteză supersonică, un VO (CPGO) complet. fără RV este folosit.

La aeronavele grele, rotirea stabilizatorului echilibrează de obicei aeronava și elimină forțele din pârghiile de control, iar aripa rotativă este folosită pentru a controla mișcarea longitudinală.

Motivul trecerii la o coadă orizontală care se mișcă complet Când viteza sunetului în zbor este depășită, stabilitatea statică crește și, în consecință, controlabilitatea aeronavei se deteriorează din cauza deplasării focalizării spre spate. Este posibil să se contracareze acest fenomen și să se asigure o manevrabilitate ridicată a aeronavelor supersonice prin creșterea eficienței comenzilor lor față de axa Z. Cu toate acestea, atunci când zboară cu viteză supersonică (M> 1), eficiența propulsorului scade, deoarece datorită unda de șoc la vârful cârmei (Fig. 5. 2, b) modificările de presiune atunci când cârma este deviată nu se aplică tuturor GO, așa cum este cazul când zboară cu viteză subsonică (vezi Fig. 5. 2, A). Trecerea la CPGO vă permite să creșteți dramatic eficiența GO, în special la viteze supersonice.

Un stabilizator controlat diferențial, o coadă orizontală care se mișcă complet, poate fi utilizat pentru controlul lateral al aeronavei, adică consolele sale sunt deviate împreună în timpul controlului longitudinal și diferențial în timpul controlului ruliului.

PGO La avioanele construite în conformitate cu configurația „canard” sau triplan, un PGO este utilizat pentru control în raport cu axa oz, constând dintr-un destabilizator și o parte în mișcare - un ascensor sau un PGO în mișcare.

Coada verticală Coada verticală este proiectată pentru a asigura calea (față de axa OY) echilibrare, stabilitate și controlabilitatea aeronavei. De obicei este format dintr-o chilă fixă ​​și o cârmă mobilă. La aeronavele care zboară la viteze supersonice mari și la altitudini mari, se folosește o coadă verticală care se mișcă complet.

Coada verticală Datorită eficienței reduse a vehiculului de lansare în timpul zborului supersonic, se folosește un transportator aerian complet în mișcare. Pentru a crește eficiența apărării antiaeriene, sunt utilizate aripioare ventrale 7, care angajează fuselajul în zona de apărare antiaeriană, ceea ce reduce impactul umbririi apărării antiaeriene de către aripă și fuselaj la unghiuri mari de atac asupra stabilității direcționale. Crește eficacitatea VO și forkil 8.

Coadă verticală cu aripioare duble Pentru a asigura gradul necesar de stabilitate direcțională și controlabilitatea unei aeronave supersonice, este utilizată o coadă verticală cu aripioare duble.

Pentru a asigura gradul necesar de stabilitate direcțională și controlabilitatea unei aeronave subsonice, reduceți influența cozii verticale asupra caracteristicilor de stabilitate laterală, reduceți cuplul fuselajului și reduceți greutatea empenajului, sunt utilizate modele cu două și trei aripioare. . Când VO este situat la capetele stabilizatorului, eficiența GO crește (VO funcționează ca șaibe de capăt).

VO pe aripa navei Beech 2000 Starship I Pentru aeronavele fără GO sau cele proiectate într-o configurație canard, FO poate fi instalat pe aripă, ceea ce reduce umbrirea empenajului de către aripă și fuselaj chiar și la unghiuri de atac foarte mari.

Coada în formă de V Coada în formă de V este suprafețe aerodinamice instalate la un unghi de 45 -60 de grade. Spre planul de simetrie al aeronavei. Un astfel de penaj îndeplinește simultan funcțiile GO și VO.

EFICACITATEA CONTROLULUI EFICACIA EFICACITATEA CONTROLULUI EFECTE capacitatea comenzilor de a crea, atunci când sunt deviate, un cuplu de control în raport cu axa de coordonate corespunzătoare. E. o. u. sunt egale cu incrementele coeficienților de moment când comenzile sunt complet deviate din poziția lor neutră La zxy - respectiv, max. incremente de coeficient momente de înclinare, rostogolire și rotire. Adesea E. o. u. caracterizat prin coeficienți de eficiență ai controalelor egali cu derivata parțială a coeficientului. moment al unui organ dat în funcție de unghiul de deviere a acestuia dm zxy / d delta c. e. n. E. o. y și coeficienții sunt unul dintre principalii parametri care determină caracteristicile de controlabilitate ale unei aeronave

Eficiența empenajului Eficacitatea empenajului (pe lângă viteza și altitudinea zborului) depinde și de suprafața empenajului, forma exterioară a acestuia, locația pe aeronavă, rigiditatea empenajului în sine și piesele pe care trebuie să le facă. la care este atașat. Dispunerea parametrilor de putere și de proiectare a aeronavei trebuie să asigure eficiența sa suficientă în toate modurile de zbor, inclusiv decolare și aterizare.

Cerințe pentru penaj. Asigurarea caracteristicilor necesare de stabilitate si controlabilitate a aeronavei in toate modurile de zbor, Greutatea minima a cozii, cea mai mica pierdere posibila a calitatii aerodinamice pentru echilibrarea aeronavei, Evitarea vibratiilor periculoase ale cozii precum flutter sau batere.

Forma și aranjarea penajului. În zona de trezire, în special în spatele aripii, există pante mari de curgere și viteze de curgere semnificativ mai mici, ceea ce reduce eficiența cozii într-o astfel de zonă. GO este purtat în sus sau în jos, fie înainte - schema „rață”, fie folosind schema „aripă zburătoare” sau „fără coadă” fără nici un GO.

Coada în formă de T Cu această schemă, brațul L-lea de la CM a aeronavei la CG CG crește, ceea ce face posibilă reducerea Sth-ului și a masei sale mth. GO este similar cu șaiba de capăt pentru VO, crescând alungirea efectivă a acestuia.

Mergeți în fața aripii Saab SK 37 E Viggen Schema vă permite să câștigați prin reducerea aripii și a masei acesteia, deoarece la echilibrarea Y cr. se adună la Y th. Dezavantaje: umbrirea aripilor; mare nevoie Sua pe Vzl. Poz. moduri (cu mecanizarea aripii extinsă); pierderi mari de echilibrare (datorită efectului de pârghie mai mic L th.

Schema triplane Pentru a compensa deficiențele frontului GO, pe Vzl. Poz. moduri, se utilizează o schemă triplană. Coada GO vă permite să creați momentele de tanare necesare la decolare. Poz. moduri, operând momentele de scufundare din mecanizarea aripii. Frontul GO este făcut să „plutească” la viteze subsonice și controlabil la viteze supersonice.

Pentru a preveni GO să umbrească VO, acesta este plasat în spatele VO. Un AO distanțat este de preferat unui singur AO: nu este umbrit de fuzelaj la unghiuri mari de atac; cuplul este mai mic decât pe un VO; stabilitatea laterală a aeronavei este îmbunătățită.

FO distanțat Locația FO la capetele GO mărește alungirea efectivă a GO. Eficiența unui VO distanțat atunci când este suflat de un jet de la elicele motorului crește. Un VO distanțat nu interferează cu vizibilitatea și tragerea în emisfera posterioară.

Sarcini care acționează asupra cozii Prin natura muncii sale, coada este aceeași suprafață portantă ca și aripa. Coada în zbor este supusă unor sarcini aerodinamice și ale forțelor de masă. Sarcinile de la forțele de masă sunt relativ mici și sunt neglijate la calcularea rezistenței. Sarcinile de la forțele aerodinamice sunt împărțite în echilibrare și manevrare.

Echilibrarea sarcinilor Sarcinile de echilibrare necesare pentru echilibrarea aeronavei într-un mod de zbor dat sunt determinate pentru coada orizontală din condiția de egalitate a momentelor în jurul axei transversale OZ. În zbor orizontal, rezultanta forțelor este GO Reur. merge. , aplicat la centrul de presiune al cozii, ar trebui să creeze un moment relativ la centrul de greutate al aeronavei, egal ca mărime și opus momentului aripii. Când se calculează GO pentru putere, este selectat cel mai mare Reur. merge. , determinat pentru toate cazurile de proiectare ale aripii. Reur. merge. poate fi determinat din.

Suprafețele portante concepute pentru a asigura stabilitatea, controlabilitatea și echilibrarea aeronavei se numesc suprafețe de coadă.

Asigurarea echilibrării longitudinale, stabilității și controlabilității unei aeronave convenționale se realizează prin coada orizontală; echilibrare piste, stabilitate și controlabilitate - verticală; echilibrarea și controlul aeronavei în raport cu axa longitudinală se realizează cu ajutorul eleronanelor sau cârmelor de rulare, care reprezintă o anumită porțiune a secțiunii de coadă a aripii. Coada este formată de obicei din suprafețe fixe, care servesc la asigurarea echilibrului (echilibrarea) și stabilității, și suprafețe mobile, a căror deformare creează momente aerodinamice care asigură echilibrul (echilibrarea) și controlul zborului. Partea fixa a cozii orizontale se numeste stabilizator, iar coada verticala se numeste chila.

Elevatorul, de obicei format din două jumătăți, este articulat de stabilizator, iar cârma este atașată de chilă (Fig. 57).

În fig. Figura 57 prezintă principiul de funcționare a cozii atunci când volanul este deviat. Coada (în cazul în cauză, orizontală) este zburată în jur de un flux de aer la un anumit unghi de atac α g.o, care nu este egal cu zero.

Prin urmare, pe coadă ia naștere o forță aerodinamică R g.o, care, datorită umărului mare față de centrul de greutate al aeronavei, creează un moment care echilibrează momentul total din aripă, forța motorului și fuselaj. Astfel, momentul penei echilibrează aeronava. Prin devierea cârmei într-o direcție sau alta, puteți modifica nu numai magnitudinea, ci și direcția momentului și, astfel, faceți ca aeronava să se rotească în raport cu axa transversală, adică să controlați aeronava. Momentul relativ la axa de rotație a volanului, care decurge din acțiunea forței aerodinamice R p asupra acestuia, se numește de obicei momentul balamalei și se notează M w = R p a.

Mărimea momentului balamalei depinde de viteza de zbor (numărul Mach), unghiurile de atac și alunecare laterală, unghiul de deviere a cârmei, locația balamalelor suspensiei și dimensiunile cârmei. La devierea pârghiilor de comandă, pilotul trebuie să aplice o anumită forță pentru a depăși momentul balamalei.

Menținerea efortului necesar pentru a devia cârma acceptabilă pentru pilot se realizează prin utilizarea compensării aerodinamice, care va fi discutată mai jos.

Eficacitatea cârmelor poate fi evaluată prin modificarea valorilor momentului longitudinal, a momentelor de rulare și de rotire atunci când cârma corespunzătoare este deviată cu un grad. La viteze mici de zbor, eficacitatea cârmelor depinde puțin de viteza de zbor (numărul Mach). Cu toate acestea, la viteze mari de zbor, compresibilitatea aerului, precum și deformațiile elastice ale structurii reduc semnificativ eficiența cârmelor. Scăderea eficienței cârmei la viteze transonice mari se datorează în principal răsucirii elastice a stabilizatorului, aripioarei și aripii, care reduce creșterea generală a forței de ridicare a profilului din deformarea cârmei (vezi Fig. 57).

Gradul de răsucire elastică a profilului atunci când volanul este deviat depinde de mărimea momentului aerodinamic care acționează asupra profilului (față de centrul de rigiditate al profilului), precum și de rigiditatea structurii în sine.

Grosimea relativă mică a cozii aeronavelor de mare viteză, ceea ce înseamnă rigiditate scăzută, poate provoca fenomene de control invers.

Scăderea eficienței cârmelor atunci când curge în jurul lor la viteze supersonice este cauzată de alte motive. În fluxul supersonic, forța de ridicare suplimentară atunci când cârma este deviată apare numai pe cârmă, partea fixă ​​a cozii (ariotă, stabilizator) nu participă la crearea forței aerodinamice suplimentare. Prin urmare, pentru a obține un grad suficient de controlabilitate, este necesară o abatere mai mare a volanului sau o creștere a zonei suprafeței deviate. În acest scop, pe aeronavele supersonice este instalat un stabilizator mobil, controlat, care nu are lift. Același lucru este valabil și pentru coada verticală. Pe aeronavele supersonice este posibilă utilizarea unei aripioare rotative fără cârmă.

Schimbarea direcției de zbor se realizează prin rotirea stabilizatorului și a aripioarei. Unghiurile de deviere ale stabilizatorului și ale aripioarei sunt semnificativ mai mici decât unghiurile de deviere ale cârmelor corespunzătoare. Deformarea suprafețelor fără direcție se realizează folosind dispozitive de putere hidraulice sau electrice cu autofrânare ireversibile. Coada fără cârmă asigură controlul și echilibrarea eficientă a aeronavei pe o gamă largă de viteze, de la subsonic scăzut la supersonic ridicat, precum și pe o gamă largă de alinieri.

Eleroanele (cârmele rulante) sunt amplasate la capătul aripii (Fig. 58). Principiul de funcționare al eleronanelor este de a redistribui sarcina aerodinamică de-a lungul anverității aripilor. Dacă, de exemplu, eleronul stâng se deviază în jos și eleronul drept se deviază în sus, atunci portanța jumătății stângi a aripii va crește, iar cea dreaptă va scădea. Ca urmare, apare un moment care înclină avionul. Este dificil să se asigure o eficiență suficientă a cârmelor de rulare în aeronavele supersonice. Grosimea mica a aripii si mai ales sectiunile sale de capat duc la faptul ca atunci cand eleroanele sunt deviate, aripa se rasuceste in directia opusa deformarii eleroanelor. Acest lucru le reduce drastic eficacitatea. Creșterea rigidității secțiunilor vârfului aripii duce la o creștere a greutății structurii, ceea ce este nedorit.

Recent au apărut aeronave cu așa-numitele elerone interne (Fig. 58, b). Dacă eleronoanele convenționale (Fig. 58, a) sunt instalate de-a lungul capătului aripii, atunci eleroanele interne sunt situate mai aproape de fuzelaj. Cu aceeași suprafață a eleronului, din cauza scăderii brațului față de axa longitudinală a aeronavei, eficiența eleronanelor interne la zborul cu viteze mici este redusă. Cu toate acestea, la viteze mari de zbor, eleroanele din interior sunt mai eficiente. Este posibilă instalarea simultană a eleronanelor externe și interne. În acest caz, când zboară la viteze mici, se folosesc eleroni externi, iar la viteze mari se folosesc eleroni interni. Eleroanele interioare pot fi folosite ca flaps în timpul decolării și aterizării.

Eleroanele, care ocupă o pondere relativ mare din anvergura aripii, creează dificultăți în plasarea mecanizării aripii de-a lungul întregii anverguri, drept urmare eficiența acesteia din urmă este redusă. Dorința de a crește eficiența instrumentelor de mecanizare a dus la crearea interceptoarelor. Spoilerul este o placă mică, plată sau ușor curbată, situată de-a lungul anverității aripii, care este ascunsă în aripă în timpul zborului. Când este utilizat, spoilerul se extinde în sus din jumătatea stângă sau dreaptă a aripii, aproximativ normal cu suprafața aripii și, provocând întreruperea fluxului de aer, duce la o schimbare a suspensiei și ruliului aeronavei. În mod obișnuit, spoilerul funcționează împreună cu eleronul și se extinde pe partea aripii la care eleronul se deviază în sus.

Astfel, efectul spoilerului se rezumă cu efectul eleronului. Utilizarea spoilerelor face posibilă reducerea lungimii eleronului și, prin urmare, creșterea deschiderii clapetelor, crescând astfel eficiența mecanizării aripilor.

La unele aeronave, spoilerele sunt folosite ca flaps de frână și în acest caz sunt deviate simultan în sus pe ambele părți ale aripii numai după ce aeronava a aterizat sau în timpul unei decolări întrerupte. La alte aeronave, spoilerele se extind pentru a frâna o parte a cursei complete, iar restul cursei poate fi folosit pentru control lateral. Înălțimea spoilerului complet extins este de 5-10% din coarda aripii, iar lungimea este de 10-35% din jumătatea deschiderii. Pentru a menține o mai mare netezime a fluxului în jurul aripii și pentru a reduce rezistența la blocare, spoilerele sunt uneori făcute nu continue de-a lungul deschiderii, ci în formă de pieptene. Eficiența unor astfel de ruptoare este oarecum mai mică decât cea a celor solide, dar din cauza slăbirii fenomenelor de blocare, tremuratul însoțitor al aripii și cozii este redus.

Literatura folosită: „Fundamentals of Aviation” autori: G.A. Nikitin, E.A. Bakanov

Descărcați rezumatul: Nu aveți acces pentru a descărca fișiere de pe serverul nostru.

Coada unei aeronave este similară cu o aripă în forma sa externă, natura încărcării și operațiunii. Prin urmare, este format din aceleași elemente structurale ca și aripa.

Circuitul de putere al stabilizatorului și al chilei este format dintr-un set longitudinal (spars, pereți și stringers), un set transversal (nervituri) și piele. La fel ca aripile, stabilizatorul și aripioarele pot fi spate sau monobloc (cason). La viteze de zbor mici și medii cu alungiri mici ale stabilizatorului și aripioarei, designul spatelui se dovedește a fi mai avantajos.

Designul chilei în comparație cu stabilizatorul nu prezintă diferențe speciale. Pe aeronavele supersonice mici, cu o întindere mare a aripioarei, se folosește un design de spate cu o lonjerie internă.

La aeronavele mari, stabilizatoarele și aripioarele sunt de obicei monobloc cu două sau trei lăți.

Coadă

Coada - profiluri aerodinamice situate în partea din spate a aeronavei. Ele arată ca „aripi” relativ mici, care sunt instalate în mod tradițional în planurile orizontale și verticale și sunt numite „stabilizatori”. X. O. constă dintr-un stabilizator, ascensoare, chilă și cârmă.

În funcție de acest parametru, unitatea de coadă este împărțită, în primul rând, în orizontală și respectiv verticală, cu planurile în care este instalată. Designul clasic este unul vertical și doi stabilizatori orizontali, care sunt conectați direct la fuzelajul din spate. Aceasta este schema cea mai utilizată pe avioanele civile. Cu toate acestea, există și alte scheme - de exemplu, în formă de T, care este utilizat pe Tu-154.

În acest aranjament, coada orizontală este atașată la partea superioară a cozii verticale, iar atunci când este privită din față sau din spate a aeronavei, seamănă cu litera „T”, de la care își ia numele. Există și o schemă cu doi stabilizatori verticali, care sunt plasați la capetele cozii orizontale un exemplu de aeronavă cu acest tip de coadă este An-225. De asemenea, majoritatea avioanelor de vânătoare moderne au doi stabilizatori verticali, dar sunt instalați pe fuselaj, deoarece au o formă de fuzelaj ceva mai „aplatizată” pe orizontală în comparație cu aeronavele civile și de marfă.

Ei bine, în general, există zeci de configurații diferite de coadă și fiecare are propriile avantaje și dezavantaje, care vor fi discutate mai jos. Nu este întotdeauna instalat în coada aeronavei, dar acest lucru se aplică numai stabilizatorilor orizontali

Coada aeronavei Tu-15