Виды оперения самолета. Переднее горизонтальное оперение

Оперение составляют несущие поверхности, предназначенные для обеспечения продольной и путевой устойчивости и управляемости самолета. Оно состоит обычно из горизонтального и вертикального оперений (рис. 3.1). Горизонтальное оперение (ГО) служит для продольной устойчивости и управляемости самолета, вертикальное оперение (ВО) - для путевой устойчивости и управляемости самолета.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты (РВ). Стабилизатор является обычно неподвижной частью ГО, он совместно с РВ обеспечивает продольную устойчивость самолета в полете. Руль высоты - подвижная часть горизонтального оперения, предназначенная для управления самолетом относительно поперечной оси. Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления (РН). Киль - неподвижная часть ВО - совместно с РН обеспечивает путевую и поперечную устойчивость самолета в полете. Руль направления является подвижной частью вертикального оперения, предназначенной для управления самолетом относительно вертикальной оси.

Схемы оперения различаются в основном в зависимости от взаимного расположения ГО и ВО и их расположения относительно фюзеляжа. В традиционной схеме ГО и ВО крепятся на хвостовой части фюзеляжа. Такая схема оперения наиболее выгодна в отношении массы и вибропрочности, но не всегда приемлема. Так, при верхнем расположении крыла или расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа применяют Т-образное оперение. В этой схеме ГО крепится на киле с целью выноса его из скошенного потока за крылом и струи газов двигателей. На некоторых самолетах с этой целью вместо Т-образного применяют V-образное оперение.

Рис.3.1. Оперение и элероны самолета:

1, 5 - элероны; 2 - триммер элеронов; 3, 4 - сервокомпенсаторы элеронов;

6, 12 -рули высоты; 7, 11 - триммеры руля высоты; 8 - руль направления;

9, 10 - триммер и пружинный сервокомпенсатор руля направления

Достаточно часто кили устанавливают на концах стабилизатора. Такое разнесенное ВО повышает эффективность и уменьшает индуктивное сопротивление ГО, поскольку кили выполняют в этом случае роль концевых шайб. Разнесенное ВО особенно выгодно для самолетов с турбовинтовыми двигателями, так как струи воздуха от воздушных винтов увеличивают эффективность ВО на малых скоростях полета. Кроме того, у разнесенного ВО центр давления ниже, чем у ВО обычной схемы, следовательно, меньше крутящий момент фюзеляжа. Недостатками Т-образного оперения и оперения с разнесенным ВО является необходимость усиления киля и стабилизатора, а следовательно, увеличения массы оперения, а также необходимость усложнения проводки управления рулями.

На самолетах типа "утка" ГО располагается впереди крыла. Такая схема ухудшает обзор из кабины экипажа, однако обеспечивает более высокие несущие свойства в сравнении с самолетами обычной схемы, поскольку уравновешивающая аэродинамическая сила на ГО направлена вверх, а не вниз.

Самолеты типа "бесхвостка" могут не иметь горизонтального оперения. В такой схеме продольная устойчивость обеспечивается применением

S-образного профиля и соответствующими очертаниями крыла в плане. Функции руля высоты выполняют элевоны, которые действуют в качестве элеронов и руля высоты. Отказ от ГО в схеме "бесхвостка" позволяет уменьшить лобовое сопротивление и массу самолета. Недостатком схемы является уменьшение несущих способностей крыла из-за необходимости применения S-образного профиля и элевонов, отклоняемых вверх в процессе продольной балансировки самолета.

Геометрические характеристики оперения - форма профиля, форма в плане, угол поперечного V - аналогичны характеристикам крыла. Кроме того, оперение характеризуется относительными площадями горизонтального и вертикального оперений, руля высоты и руля направления.

Оперение обычно имеет симметричные профили, что позволяет сохранить одинаковый характер аэродинамических нагрузок при отклонении рулей в разные стороны и обеспечить меньшее лобовое сопротивление. Для стабилизатора иногда применяется несимметричный профиль, установленный в перевернутом положении (обратной кривизны). Такой профиль создает при нулевом угле атаки ГО аэродинамическую силу, направленную вниз и уравновешивающую момент подъемной силы крыла при минимальном балансировочном сопротивлении самолета.

Профили оперения выбираются такими, чтобы срыв потока и скачки уплотнения возникали на оперение позже, чем на крыле. Этим достигается сохранение устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета. С этой же целью оперению придают стреловидность на 5 - 10° больше стреловидности крыла.

Относительные площади горизонтального и вертикального оперений S ГО и S ВО выражаются отношением площадей ГО и ВО к площади крыла:

S ГО = S ГO /S; S BO = S BO /S.

Относительная площадь руля высоты S B выражается отношением площади РВ S B площади ГО, а относительная площадь руля направления S H - отношением площади РН к площади ВО:

S В =S В /S ГО; S Н = S Н /S ВО

Нагрузки, действующие на оперение в полете, по характеру аналогичны нагрузкам, действующим на крыло. Массовые нагрузки от конструкции ГО и ВО невелики и в расчетах обычно не учитываются. Расчет на прочность и жесткость ведется на уравновешивающие и маневренные нагрузки, а также нагрузки при полете в неспокойном воздухе.

Уравновешивающая аэродинамическая сила на горизонтальном оперении Y ГО уравновешивает момент, создаваемый подъемной силой крыла Y относительно ЦМ самолета:

Y ГО L ГО =Ya, где L ГO - плечо горизонтального оперения, т. е. длина проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего заданную точку на САХ крыла (обычно в диапазоне центровок самолета) с точкой, лежащей на 1/4 САХ горизонтального оперения.

Маневренные нагрузки возникают при резком отклонении руля и зависят от темпа его отклонения. При полете в неспокойном воздухе на ГО действуют нагрузки от порывов ветра. Эти нагрузки пропорциональны скорости потока при порыве и площади ГО.

На ВО уравновешивающая нагрузка возникает при скольжении самолета. Она достигает больших значений при отказе двигателя, находящегося на удалении от продольной оси самолета.

При отклонении рулей стабилизатор и киль дополнительно нагружаются сосредоточенными силами с рулей через узлы подвески. Направление этих сил зависит от направления отклонения рулей.

Нагрузки на оперение, как и на крыле, определяются для ряда расчетных случаев.

К рулевым поверхностям, кроме РВ и РН, относятся элероны - подвижные части крыла, отклоняемые одновременно в противоположные стороны (вверх и вниз), предназначенные для управления самолетом относительно его продольной оси.

Под устойчивостью понимают способность ВС самостоятельно, без участия пилота, сохранять заданное состояние движения и возвращаться к исходному режиму полета после непроизвольного отклонения, вызванного действием внешних возмущений.

Под управляемостью ВС понимают его способность изменять режим полета при отклонении рулевых поверхностей. Устойчивость и управляемость относятся к наиболее важным свойствам ВС, от них зависят безопасность полета, простота и точность пилотирования.

Посредством рулей и элеронов обеспечивается балансировка самолета, т. е. уравновешивание действующих на него сил и моментов. Достигается балансировка отклонением рулевых поверхностей на определенный, так называемый балансировочный угол.

В нормальных условиях полета пилот (автопилот) периодически балансирует самолет рулем высоты в связи с изменением центровки, вызванной выработкой топлива или перемещением пассажиров и грузов. В случае отказа двигателя, неравномерной выработки топлива из левой и правой половин крыла и в некоторых других случаях балансировка самолета достигается отклонением руля направления и элеронов.

Балансировочное положение рулевых поверхностей желательно иметь близким к их нейтральному положению. В противном случае существенно увеличивается лобовое сопротивление самолета. Так, балансировочные потери от отклонения руля высоты могут сократить дальность полета самолета более чем на 10%.

Таким образом, рули и элероны выполняют две функции: обеспечивают равновесие действующих на самолет сил и моментов при полете в установившемся режиме и служат для управления, т.е. преднамеренного нарушения этого равновесия с целью изменения режима и траектории полета.

На вертолетах функции оперения выполняют несущие и рулевые винты, но часто в качестве вспомогательных устройств применяется оперение самолетного типа.

Двухвинтовой вертолет соосной схемы снабжается килем и рулем направления, которые улучшают путевую устойчивость и управляемость вертолета; РН, кроме того, повышает путевую управляемость на режиме самовращения несущего винта.

На одновинтовых вертолетах роль киля выполняет концевая балка, сечениям которой придается форма несимметричного профиля. Такая килевая балка повышает путевую устойчивость вертолета и разгружает в горизонтальном полете рулевой винт. Руль направления на одновинтовых вертолетах не применяется, поскольку достаточная путевая управляемость достигается посредством рулевого винта.

Горизонтальное оперение состоит обычно из управляемого стабилизатора, предназначенного для повышения продольной устойчивости вертолета. Стабилизаторы могут предусматриваться на вертолетах различных схем. Управление стабилизатором осуществляется через систему управления несущим винтом. Некоторые вертолеты имеют неуправляемые стабилизаторы.

Конструкция оперения вертолетов аналогична конструкции оперения самолетов. Поскольку вертолеты имеют относительно небольшие скорости полета, обшивка оперения может быть полотняной.

Эффективность оперения в значительной степени зависит от его расположения на самолете. Желательно, чтобы на всех режимах полета оперение не попадало бы в зону потока, заторможенного крылом, гондолами двигателей, фюзеляжем или другими частями самолета. Большое влияние на эффективность оперения оказывает и взаимное расположение его частей ВО и ГО.

За крылом самолета образуется зона заторможенного потока, носящая название спутной струи. Размеры этой зоны зависят от скорости полета, угла атаки крыла и его параметров. Точные границы спутной струи определяются на основании аэродинамических продувок. В спутной струе значительно уменьшаются скорости, больших значений достигают углы скоса потока, зона насыщена вихрями.

По этим причинам размещение в спутной струе горизонтального оперения привело бы к снижению его эффективности (из-за уменьшения скорости потока), ухудшению характеристик устойчивости (из-за больших углов скоса) и возникновению вибраций при интенсивном вихреобразовании. При выборе положения горизонтального оперения необходимо, чтобы на всех режимах полета оно не попадало бы в спутную струю.

Рис.4 Рис.5

Горизонтальное оперение располагается либо выше (рис.4а), либо ниже (рис.4б) спутной струи.

При выборе положения горизонтального оперения необходимо также обеспечить достаточное удаление его от реактивной струи двигателей.

Взаимное расположение горизонтального и вертикального оперений должно быть таким, чтобы в полете одна часть оперения возможно меньше затеняла другую. При полете самолета на больших углах атаки или со скольжением определенная часть вертикального оперения попадает в аэродинамическую тень горизонтального оперения. Самолет, у которого вертикальное оперение и особенно руль направления сильно затенены, обладает плохими штопорными характеристиками (затруднён выход из штопора).

Затенение вертикального оперения можно уменьшить, размещая горизонтальное оперение либо позади, либо впереди вертикального, либо на верхней его части.

Каждый из этих вариантов имеет свои преимущества и недостатки.

Если правильно выбрано плечо горизонтального оперения, то при размещении вертикального оперения впереди горизонтального необходимо увеличить площадь вертикального оперения для обеспечения потребной его эффективности, а это приведет к увеличению его массы и сопротивления и к увеличению крутящего момента фюзеляжа. При размещении же вертикального оперения за горизонтальным необходимо будет увеличить длину фюзеляжа, что вызовет увеличение массы фюзеляжа и его сопротивления. При размещении горизонтального

оперения на вертикальном усложняется конструкция крепления и увеличиваются нагрузки киля.

В настоящее время на тяжелых транспортных и пассажирских самолетах с двигателями, установленными на пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа, широкое распространение получила схема Т-образного оперения.

В этом случае обеспечивается вынос горизонтального оперения из струи двигателей. К преимуществам такой схемы также относится повышение эффективности вертикального оперения (в этом случае горизонтальное оперение играет роль концевой шайбы) и уменьшение возможности его затенения. Крупным недостатком этой схемы является возможность попадания самолета в режим так называемого «глубокого срыва».

При превышении допустимых значений угла атаки (это может произойти случайно при сильном вертикальном порыве) и наступлении срыва на крыле спутная струя может охватить все горизонтальное оперение и эффективность руля окажется недостаточной.

Для повышения путевой устойчивости и эффективности вертикального оперения на больших углах скольжения на самолетах устанавливаются форкили и подфюзеляжные гребни (рис.6).

Окончательно вопрос размещения оперения на самолете и взаимного расположения отдельных его частей решается на основании результатов продувок, а затем и летных испытаний.

Оперение самолета 1. Назначение и состав оперения. Требования предъявляемые к оперению. 2. Форма и расположение оперения. 3. Нагрузки действующие на оперение. 4. Конструкция оперения.

Назначение оперения. Оперением самолета называются несущие поверхности самолета, предназначенные для обеспечения продольной (отн оси OZ) и путевой (отн оси OY) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Балансировкой самолета называется уравновешивание моментов всех сил, действующих на самолет, относительно его центра тяжести. Устойчивость есть способность самолета возвращаться к заданному режиму полета после прекращения действия сил, вызвавших отклонение самолета от этого режима. Управляемостью самолета называется его способность отвечать на отклонения рулей соответствующими перемещениями в пространстве или, как обычно выражаются летчики «ходить за ручкой» .

Назначение и состав оперения. Самолет нормальной (классической) схемы и схемы «утка» имеет горизонтальное и вертикальное оперение. горизонтальное оперение предназначено для обеспечения продольной (отн оси OZ) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. вертикальное оперение предназначено для обеспечения путевой (отн оси OY) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Относительная масса оперения m оп. / m кр. = 0, 015. 0, 025

Горизонтальное оперение 8 –форкиль, 7 - килевой гребень. У самолетов дозвуковых ГО обычно состоит из неподвижного или ограниченно подвижного стабилизатора и подвижного руля высоты На самолетах со сверхзвуковой скоростью полета из-за недостаточной эффективности РВ при полете на сверхзвуковой скорости применяют цельноповоротное ВО (ЦПГО) без РВ.

На тяжелых самолетах поворотом стабилизатора обычно осуществляют балансировку ЛА и снимают усилия с рычагов управления, а РВ используют для управления продольным движением.

Причина перехода на цельноповоротное горизонтальное оперение При превышении в полете скорости звука возрастает статическая устойчивость и соответственно ухудшается управляемость самолета из -за смещения назад фокуса. Парировать это явление и обеспечить высокие маневренные возможности сверхзвуковых самолетов можно, повышая эффективность их органов управления относительно оси Z. Однако при полете со сверхзвуковой скоростью (М> 1) эффективность РВ снижается, так как из-за скачка уплотнения на носке руля (рис. 5. 2, б) изменения давления при отклонении руля не распространяются на все ГО, как это имеет место при полете на дозвуковой скорости (см. рис. 5. 2, а). Переход на ЦПГО позволяет резко увеличить эффективность ГО, особенно на сверхзвуковых скоростях.

Дифференциально управляемый стабилизатор цельноповоротное горизонтальное оперение может использоваться для поперечного управления самолета, т. е. его консоли отклоняются совместно при продольном управлении и дифференциально при управлении креном.

ПГО На самолетах построенных по схеме «утка» или триплан используется для управления относительно оси oz используют ПГО, состоящее из дестабилизатора и подвижной части - руля высоты, либо цельноповоротное ПГО.

Вертикальное оперение Вертикальное оперение предназначено для обеспечения путевой (отн оси OY) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Обычно оно состоит из неподвижного киля и подвижного руля направления. На самолетах, совершающих полеты на больших сверхзвуковых скоростях и больших высотах, применяют цельноповоротное вертикальное оперение.

Вертикальное оперение Из-за снижения эффективности РН при сверхзвуковом полете применяется цельноповоротное ВО. Для повышения эффективности ВО применяются подфюзеляжные кили 7, включающие в работу фюзеляж в районе ВО, что снижает влияние на путевую устойчивость затенения ВО крылом и фюзеляжем на больших углах атаки. Повышает эффективность ВО и форкиль 8.

Двухкилевое вертикальное оперение Для обеспечения необходимой степени путевой устойчивости и управляемости сверхзвукового самолета используют двухкилевое вертикальное оперение

Для обеспечения необходимой степени путевой устойчивости и управляемости дозвукового самолета, уменьшения влияния вертикального оперения на характеристики поперечной устойчивости, уменьшения крутящего момента фюзеляжа, уменьшения массы оперения используют двух и трехкилевые схемы. При расположении ВО на концах стабилизатора повышается эффективность ГО (ВО работает как концевые шайбы).

ВО на крыле Beech 2000 Starship I У самолетов без ГО или выполненных по схеме «утка» ВО может устанавливаться на крыле, что уменьшает затенение оперения крылом и фюзеляжем даже на очень больших углах атаки.

V - образное оперение V – образное оперение представляет собой аэродинамические поверхности установленные под углом 45 -60 град. К плоскости симметрии ЛА. Такое оперение одновременно выполняет функции и ГО и ВО.

ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОРГАНОВ УIIРАВЛЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОРГАНОВ УIIРАВЛЕНИЯ способность органов управления создавать при своём отклонении управляющий момент относительно соответствующей оси координат. Э. о. у. равны приращениям коэфициентов моментов при полном отклонении органов управления от их нейтрального положения Ат zxy - соответственно макс. приращения коэф. моментов тангажа, крена и рыскания. Часто Э. о. у. характеризуют коэффициентами эффективности органов управления, равными частной производной коэф. момента данного органа по углу его отклонения dm zxy / d дельта в. э. н. Э. о. у и коэффициенты являются одними из основных параметров, определяющих характеристики управляемости ЛА

Эффективность оперения Эффективность оперения (помимо скорости и высоты полета) зависит также от площади оперения, его внешних форм, расположения на самолете, от жесткости самого оперения и частей, к которым оно крепится. Компоновка оперения на самолете и конструктивные параметры должны обеспечивать достаточную эффективность его на всех режимах полета, включая взлет и посадку.

Требования предъявляемые к оперению. Обеспечение необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета, Минимальная масса оперения, Как можно меньшие потери аэродинамического качества на балансировку самолета, Недопущение опасных колебаний оперения типа флаттер или бафтинг.

Форма и расположение оперения. В зоне спутной струи, особенно за крылом, имеют место большие скосы потока и значительно меньшие скорости потока, что уменьшает эффективность оперения в такой зоне. ГО выносят вверх или вниз, либо вперед – схема «утка» , либо применением схемы «летающее крыло» или «бесхвостка» вообще без ГО.

Т – образное оперение При этой схеме увеличивается плечо L го от ЦМ самолета до ЦД ГО, что позволяет уменьшить S го и его массу m го. ГО аналогично концевой шайбе для ВО, увеличивая его эффективное удлинение.

ГО впереди крыла Saab SK 37 E Viggen Схема позволяет получить выигрыш за счет уменьшения площади крыла и его массы, т. к. при балансировке Y кр. складывается с Y го. Недостатки: затенение крыла; большие потребные Суа на Взл. Пос. режимах (при выпущенной механизации крыла); большие потери на балансировку (из-за меньшего плеча L го.

Трипланная схема Чтобы компенсировать недостатки переднего ГО, на Взл. Пос. режимах, применяют трипланную схему. Хвостовое ГО позволяет создавать необходимые кабрирующие моменты на Взл. Пос. режимах, парирующие пикирующие моменты от механизации крыла. Переднее ГО делают «плавающим» на дозвуковых скоростях и управляемым на сверхзвуке.

Чтобы ГО не затеняло ВО, его располагают позади ВО. Разнесенное ВО предпочтительнее единого ВО: нет его затенения фюзеляжем на больших углах атаки; крутящий момент меньше чем на одном ВО; улучшается поперечная устойчивость самолета.

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

Нагрузки действующие на оперение По характеру работы оперение является такой же несущей поверхностью как и крыло. На оперение в полете действуют нагрузки от аэродинамических и массовых сил. Нагрузки от массовых сил сравнительно невелики и в расчете на прочность ими пренебрегают. Нагрузки от аэродинамических сил разделяют на уравновешивающие и маневренные.

Уравновешивающие нагрузки Уравновешивающие нагрузки, необходимые для балансировки самолета на заданном режиме полета, определяются для горизонтального оперения из условия равенства моментов относительно поперечной оси OZ. В горизонтальном полете равнодействующая сил ГО Pэур. г. о. , приложенная в центре давления оперения, должна создавать относительно центра тяжести самолета момент, равный по величине и обратный моменту крыла. При расчете ГО на прочность выбирается наибольшая Pэур. г. о. , определенная для всех расчетных случаев крыла. Pэур. г. о. может быть определена из.

Несущие поверхности, предназначенные для обеспечения устойчивости, управляемости и балансировки самолета, называют оперением.

Обеспечение продольной балансировки, устойчивости и управляемости самолета обычной схемы осуществляется горизонтальным оперением; путевая балансировка, устойчивость и управляемость - вертикальным; балансировка и управление самолета относительно продольной оси производятся при помощи элеронов или рулей крена, представляющих собой некоторую долю хвостовой части крыла. Оперение обычно состоит из неподвижных поверхностей, которые служат для обеспечения равновесия (балансировки) и устойчивости, и подвижных поверхностей, при отклонении которых создаются аэродинамические моменты, обеспечивающие равновесие (балансировку) и управление полетом. Неподвижная часть горизонтального оперения называется стабилизатором, а вертикального - килем.

К стабилизатору шарнирно крепится руль высоты, состоящий обычно из двух половин, а к килю - руль направления (рис. 57).

На рис. 57 показан принцип действия оперения при отклонении руля. Оперение (в рассматриваемом случае горизонтальное) обтекается воздушным потоком под некоторым углом атаки α г.о, не равным нулю.

Поэтому на оперении возникает аэродинамическая сила R г.о, которая благодаря большому плечу относительно центра тяжести самолета создает момент, уравновешивающий суммарный момент от крыла, тяги двигателей, фюзеляжа. Таким образом, момент оперения балансирует самолет. Отклонением руля в ту или другую сторону можно изменить не только величину, но и направление момента и таким образом вызвать поворот самолета относительно поперечной оси, т. е. управлять самолетом. Момент относительно оси вращения руля, возникающий от действия на него аэродинамической силы R p , обычно называют шарнирным моментом и обозначают M ш = R p a.

Величина шарнирного момента зависит от скорости полета (числа М), углов атаки и скольжения, угла отклонения руля, местоположения шарниров подвески и размеров руля. Отклоняя рычаги управления, пилот должен приложить определенное усилие для преодоления шарнирного момента.

Сохранение приемлемых для пилота усилий, потребных для отклонения руля, достигается применением аэродинамической компенсации, которая будет рассмотрена ниже.

Эффективность рулей можно оценить по изменению величин продольного момента, моментов крена и рыскания при отклонении на один градус соответствующего руля. При малых скоростях полета эффективность рулей мало зависит от скорости полета (числа М). Однако при больших скоростях полета сжимаемость воздуха, а также упругие деформации конструкции заметно снижают эффективность рулей. Уменьшение эффективности руля при больших околозвуковых скоростях обусловливается главным образом упругой закруткой стабилизатора, киля, крыла, которая снижает общий прирост подъемной силы профиля от отклонения руля (см. рис. 57).

Степень упругой закрутки профиля при отклонении руля зависит от величины действующего на профиль аэродинамического момента (относительно центра жесткости профиля), а также от жесткости самой конструкции.

Малая относительная толщина оперения скоростных самолетов, а значит, малая жесткость может вызвать явления реверса управления.

Уменьшение эффективности рулей при их обтекании сверхзвуковыми скоростями вызвано другими причинами. При сверхзвуковом обтекании добавочная подъемная сила при отклонении руля возникает только на руле, неподвижная часть оперения (киль, стабилизатор) участия в создании дополнительной аэродинамической силы не принимает. Поэтому для получения достаточной степени управляемости необходимо большее отклонение руля или увеличение площади отклоняемой поверхности. С этой целью на сверхзвуковых самолетах устанавливается подвижной управляемый стабилизатор, который не имеет руля высоты. То же самое относится к вертикальному оперению. На сверхзвуковых самолетах возможно применение поворотного киля без руля поворота.

Изменение направления полета достигается путем поворота стабилизатора и киля. Углы отклонения стабилизатора и киля значительно меньше углов отклонения соответствующих рулей. Отклонение безрулевых поверхностей осуществляется с помощью необратимых самотормозящих гидравлических или электрических силовых устройств. Безрулевое оперение обеспечивает эффективное управление и балансировку самолета в большом диапазоне скоростей, от малых дозвуковых до больших сверхзвуковых, а также в большом диапазоне центровок.

Элероны (рули крена) располагаются на концевой части крыла (рис. 58). Принцип действия элеронов заключается в перераспределении аэродинамической нагрузки по размаху крыла. Если, например, левый элерон отклоняется вниз, а правый вверх, то подъемная сила левой половины крыла возрастет, а правой уменьшится. В результате появляется момент, накреняющий самолет. Обеспечить достаточную эффективность рулей крена у сверхзвуковых самолетов трудно. Малые толщины крыла и особенно его концевых участков приводят к тому, что при отклонении элеронов крыло закручивается в сторону, противоположную отклонению элеронов. Это резко снижает их эффективность. Увеличение жесткости концевых участков крыла приводит к увеличению веса конструкции, что нежелательно.

В последнее время появились самолеты с так называемыми внутренними элеронами (рис. 58, б). Если обычные (рис. 58, а) элероны устанавливаются вдоль концевой части крыла, то внутренние элероны располагаются ближе к фюзеляжу. При одинаковой площади элеронов за счет уменьшения плеча относительно продольной оси самолета эффективность внутренних элеронов при полете на малых скоростях снижается. Однако на большой скорости полета внутренние элероны оказываются более эффективными. Возможна одновременная установка внешних и внутренних элеронов. В этом случае при полете на малых скоростях используются внешние элероны, а на больших скоростях - внутренние. Внутренние элероны при взлете и посадке могут использоваться как закрылки.

Элероны, занимая сравнительно большую долю размаха крыла, создают трудности размещения механизации крыла по всему размаху, вследствие чего эффективность последней снижается. Стремление повысить эффективность средств механизации привело к созданию интерцепторов. Интерцептор представляет собой небольшую плоскую или слегка искривленную пластину, расположенную вдоль размаха крыла, которая в полете скрыта в крыле. При пользовании интерцептор выдвигается вверх из левой или правой половины крыла, приблизительно по нормали к поверхности крыла, и, вызывая срыв воздушного потока, приводит к изменению подъемной силы и крену самолета. Обычно интерцептор работает совместно с элероном и выдвигается на той части крыла, на которой элерон отклоняется вверх.

Таким образом, действие интерцептора суммируется с действием элерона. Применение интерцепторов позволяет уменьшить длину элерона и за счет этого увеличить размах закрылков, следовательно, повысить эффективность механизации крыла.

На некоторых самолетах интерцепторы используются как тормозные щитки и в этом случае одновременно отклоняются вверх на обеих частях крыла только после приземления самолета или в процессе прерванного взлета. На других самолетах интерцепторы для торможения выдвигаются на некоторую часть полного хода, а оставшаяся часть хода может быть использована для поперечной управляемости. Высота полностью выдвинутого интерцептора составляет 5-10% хорды крыла, а длина-10-35% полуразмаха. Для сохранения большей плавности обтекания крыла и уменьшения срывного сопротивления интерцепторы иногда делают не сплошными вдоль размаха, а гребенчатыми. Эффективность таких прерывателей несколько меньше, чем сплошных, но зато вследствие ослабления срывных явлений уменьшается сопутствующая им тряска крыла и хвостового оперения.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

Оперение самолетов по внешним формам, характеру нагружения и работе подобно крылу. Поэтому оно состоит из тех же конструктивных элементов, что и крыло.

Силовая схема стабилизатора и киля состоит из продольного набора (лонжеронов, стенок и стрингеров), поперечного набора (нервюр) и обшивки. Как и крылья, стабилизатор и киль могут быть лонжеронными или моноблочными (кессонными). На малых и средних скоростях полета при малых удлинениях стабилизатора и киля более выгодной оказывается лонжеронная конструкция.

Конструкция киля по сравнению со стабилизатором особых отличий не имеет. На небольших сверхзвуковых самолетах при большой стреловидности киля применяют лонжеронную схему с внутренним подкосом.

На больших самолетах стабилизаторы и кили обычно выполняют моноблочными с двумя или тремя лонжеронами.

Хвостовое оперение

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» X. О. предназначено для придания устойчивости и управляемости самолету. X. О. состоит изстабилизатора, рулей высоты, киля и руля управления.

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-15