+7 (495) 720-06-54
Пн-пт: с 9:00 до 21:00, сб-вс: 10:00-18:00
Мы принимаем он-лайн заказы 24 часа*
 

Горизонтальное оперение: ОПЕРЕНИЕ • Большая российская энциклопедия

0

Горизонтальное оперение — это… Что такое Горизонтальное оперение?

Горизонтальное оперение
Горизонтальное оперение
— горизонтальная аэродинамическая поверхность летательного аппарата, обеспечивающая его продольную устойчивость и продольную управляемость. Наиболее часто Г. о. устанавливают в хвостовой части летательного аппарата, однако имеются самолёты, у которых Г. о. размещено перед крылом (схема «утка») —. Хвостовое Г. о. может располагаться на фюзеляже (низкорасположенное Г. о.), на киле, сверху киля (так называемое Т-образное оперение) и сверху двух килей. В Т-образном оперении Г. о. менее подвержено влиянию скоса потока от крыла, поэтому эффективность единицы его площади на 30—40% выше, чем у низкорасположенного Г. о., однако у Т-образного оперения сложнее конструкция (и больше масса).
В традиционном случае Г. о. состоит из основной неподвижной части — стабилизатора (в схеме «утка» — дестабилизатора) и подвижной части — руля высоты (РВ), которую располагают вдоль задней кромки стабилизатора (дестабилизатора) — смотри Рули управления. Получили распространение поворотные Г. о. При этом на тяжелых неманёвренных самолётах поворотом стабилизатора обычно осуществляют балансировку летательного аппарата и снимают усилия с рычагов управления, тогда как РВ сохраняет свои функции управления продольным движением. На маневренных сверхзвуковых самолётах из-за существенного снижения эффективности несущих поверхностей (в том числе эффективности органов управления) при переходе от до- к сверхзвуковым скоростям полёта часто применяют целиком поворотное Г. о. (без РВ), которое является в этом случае и органом продольного управления.
Эффективность Г. о. оценивается через прирост продольной статической устойчивости летательного аппарата за счёт установки Г. о., определяется его аэродинамической компоновкой и пропорциональна статическому моменту AГ. о площади Г. о.: AГ. о = (S)Г. о(L)Г. о, где (S)Г. о — относительная площадь Г. о. (отношение площади Г. о. к площади крыла), (L)Г. о — относительное плечо Г. о. (
см.
Плечо оперения). Обычно значения AГ. о лежат в диапазоне 0,5—1. Основными расчётными случаями выбора площади Г. о. (в том числе РВ) являются: обеспечение заданного запаса продольной статической устойчивости летательного аппарата, его балансировки в ожидаемых условиях эксплуатации, а также отрыва носового колеса на взлёте при заданной скорости разбега и реализации определённых «Руководством полетной эксплуатации» нормальных перегрузок. Все эти условия должны выполняться во всём диапазоне эксплуатационных центровок летательного аппарата. Обычно площадь Г. о. тем больше, чем шире диапазон эксплуатационных центровок и чем выше эффективность механизации крыла.
При нормальной аэродинамической схеме самолёта (Г. о. в хвосте летательного аппарата) необходимая для его балансировки сила на Г. о. направлена против подъёмной силы крыла, что уменьшает общую подъёмную силу летательного аппарата и, следовательно, его аэродинамическое качество K. Для увеличения K стремятся уменьшить балансировочную силу на Г. о. путём перехода к малым запасам продольной статической устойчивости (или к задним центровкам). Максимальное значение K самолёта нормальной схемы достигается обычно при некоторой его продольной статической неустойчивости.
Конструкция Г. о. аналогична конструкции крыла. Однако, поскольку для самолётов нормальной схемы балансировочная сила на Г. о. становится особенно значительной при малых скоростях полёта с отклонённой механизацией крыла (взлётно-посадочные режимы), для обеспечения высоких несущих свойств Г. о. на больших отрицательных углах атаки часто применяют Г. о. с перевёрнутыми профилями (выпуклостью вниз, (см. Профиль крыла) и иногда на Г. о. устанавливают предкрылки. Обычно площадь Г. о. составляет 20—30% площади крыла, удлинение (λ) = 3—5, сужение (η) = 2—3 (
см.
Сужение крыла), угол стреловидности (χ) Г. о. меняется в широких пределах; (χ) = 0—45°.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.

.

  • Годографа метод
  • Гюгоньо адиабата

Смотреть что такое «Горизонтальное оперение» в других словарях:

  • горизонтальное оперение — Часть оперения, предназначенная для обеспечения продольной устойчивости и управляемости самолета. [ГОСТ 21890 76] Тематики фюзеляж, крылья и оперение самолетов и вертолетов …   Справочник технического переводчика

  • горизонтальное оперение — Рис. 1. Горизонтальные оперения в хвосте и перед крылом самолёта. горизонтальное оперение — горизонтальная аэродинамическая поверхность летательного аппарата, обеспечивающая его продольную устойчивость и продольную управляемость. Наиболее… …   Энциклопедия «Авиация»

  • горизонтальное оперение — Рис. 1. Горизонтальные оперения в хвосте и перед крылом самолёта. горизонтальное оперение — горизонтальная аэродинамическая поверхность летательного аппарата, обеспечивающая его продольную устойчивость и продольную управляемость. Наиболее… …   Энциклопедия «Авиация»

  • Переднее горизонтальное оперение — Утка аэродинамическая схема, при которой у самолёта органы вертикального управления расположены впереди крыла. Названа так потому что первые самолёты сделанные по этой схеме райтовский Флайер и 14 бис Сантос Дюмона напомнили очевидцам утку. Схема …   Википедия

  • Оперение (авиация) — Оперение самолёта У этого термина существуют и другие значения, см. Оперение (значения). Оперение (оперение летательного аппарата …   Википедия

  • оперение самолёта — элементы конструкции самолёта, обеспечивающие его устойчивость и управляемость в полёте. Обычно состоит из горизонтального и вертикального оперений и устанавливается на хвостовой части фюзеляжа. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной… …   Энциклопедия техники

  • ОПЕРЕНИЕ — самолета (планера) аэродинамической поверхности для обеспечения устойчивости и управляемости в полете. Различают (рис.) оперение вертикальное (киль) с рулем направления и горизонтальное (стабилизатор) с рулем высоты. Размещается в хвостовой (реже …   Большой Энциклопедический словарь

  • ОПЕРЕНИЕ (самолета) — ОПЕРЕНИЕ самолета (планера), аэродинамической поверхности для обеспечения устойчивости и управляемости в полете. Различают оперение вертикальное (киль) с рулем направления и горизонтальное (стабилизатор) с рулем высоты. Размещается в хвостовой… …   Энциклопедический словарь

  • ОПЕРЕНИЕ — ОПЕРЕНИЕ, я, ср. 1. Перьевой покров птиц. Пёстрое о. 2. В летательном аппарате: аэродинамические поверхности, обеспечивающие его устойчивость и управляемость (спец.). Горизонтальное, вертикальное о. Хвостовое о. Толковый словарь Ожегова. С.И.… …   Толковый словарь Ожегова

  • ОПЕРЕНИЕ — летательного аппарата аэродинамич. поверхности, предназнач. для обеспечения устойчивости и управляемости ЛА в прод. и боковом движении. Самолёты т. н. нормальной схемы имеют хвостовое О. (см. рис.), включающее горизонтальное О. стабилизатор с… …   Большой энциклопедический политехнический словарь


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

Горизонтальное оперение самолета. Стабилизатор самолета

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.

8.1. Обоснование аэродинамической схемы самолёта.

Современный самолёт представляет собой сложную техническую систему, элементы которой, каждый в отдельности и все в совокупности, должны иметь максимальную надёжность. Самолёт в целом должен отвечать заданным требованиям и обладать высокой эффективностью при соответствующем техническом уровне.

При разработке проектов самолётов нового поколения, которые войдут в эксплуатацию в начале 2000-х годов, большое значение придаётся достижению высокой технико-экономической эффективности. Эти самолёты должны не только обладать хорошими её показателями на момент выхода в эксплуатацию, но и располагать потенциальной возможностью модификации для систематического повышения эффективности на протяжении всего периода серийного производства. Это необходимо для того, чтобы с минимальными затратами обеспечить реализацию новых требований и достижений технического прогресса.

При рассмотрении схемы пассажирского самолёта местных авиалиний целесообразно изучить все ранее созданные в этом классе самолёты.

Развитие пассажирской авиации активно началось после Второй Мировой войны. С тех пор схема самолётов этого класса, постепенно претерпевая изменения пришла к наиболее оптимальной на сегодняшний день. В большинстве случаев это самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, моноплан. Двигатели обычно расположены под крылом (ТВД), под крылом на пилонах или на крыле (ТРД). Хвостовое оперение выполнено скорее по Т-образной схеме, иногда по нормальной. Сечение фюзеляжа состоит из дуг окружностей. Шасси выполнено по схеме с носовым колесом, основные стойки часто многоколёсные и многоопорные, убирающиеся либо в удлинённые мотогондолы турбовинтовых двигателей (для самолётов весом примерно до 20 тонн), либо в наплывы на фюзеляжа.

Типичная компоновка фюзеляжа — кабина пилотов в носовой части, длинная пассажирская кабина.

Отклонение от этой устоявшейся компоновочной схемы может быть вызвано только лишь какими-то особенными требованиями, предъявляемыми к самолёту. В остальных же случаях при разработке пассажирского самолёта конструкторы стараются придерживаться именно этой схемы, поскольку она является практически оптимальной. Ниже приведено обоснование применения данной схемы.

Использование нормальной аэродинамической схемы для самолётов транспортной авиации обусловлено в первую очередь её достоинствами:

Хорошая продольная и путевая устойчивость. Благодаря этому свойству нормальная схема сильно выигрывает у схем «утка» и «бесхвостка».

С другой стороны данная схема обладает достаточной для неманевренного самолёта управляемостью. Вследствие наличия этих свойств у нормальной аэродинамической схемы, самолёт прост в управлении, что даёт возможность эксплуатации его лётчикам любой квалификации. Тем не менее, нормальной схеме присущи следующие недостатки:

Большие потери на балансировку, что при прочих равных условиях сильно снижает качество самолёта.

Полезная массовая отдача у нормальной схемы ниже, поскольку масса конструкции у неё обычно больше (хотя бы потому, что у «бесхвостки» горизонтальное оперение отсутствует вовсе, а у «утки оно создаёт положительную подъёмную силу, работая как крыло и следовательно, разгружая крыло, что даёт возможность уменьшить площадь последнего).

Влияние скоса потока за крылом на горизонтальное оперение хоть и не столь критично, как влияние ПГО у «утки» но, тем не менее, с этим приходится считаться, разнося крыло и горизонтальное оперение по высоте. Так же следует учесть тот факт, что самолетам, выполненным по схемам «утка» и «бесхвостка» при взлёте и посадке требуются большие углы атаки , что делает конструктивно практически невозможным использование стреловидных крыльев большого и среднего удлинения, так как применение таких крыльев и больших углов атаки связано с очень большой высотой шасси. Из-за этого в схемах «утка» и «бесхвостка» используются только крылья малого удлинения треугольной, готической, оживальной или серповидной формы в плане. Вследствие малого удлинения такие крылья имеют низкое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полёта. Эти соображения определяют целесообразность использования схем «утка» и «бесхвостка» на самолётах, у которых основным режимом полёта является полёт на сверхзвуковой скорости.

Сравнивая все достоинства и недостатки трёх аэродинамических схем, приходим к заключению о целесообразности использования на дозвуковом пассажирском самолёте классической аэродинамической схемы.

8.2. Расположение крыла относительно фюзеляжа.

Для пассажирских самолётов выбор схемы крыла относительно фюзеляжа связан в первую очередь с компоновочными соображениями. Потребность в свободных объёмах внутри фюзеляжа не позволяет использовать схему среднеплана, т. к. с одной стороны нельзя пропустить центроплан крыла сквозь фюзеляж, а с другой стороны использование крыла без центроплана, со стыковкой консолей к силовому кольцевому шпангоуту, невыгодно в весовом отношении.

В отличии от среднеплана схемы высокоплан и низкоплан не мешают созданию единой грузовой кабины. При выборе между ними предпочтение отдаётся высокопланной схеме, поскольку проектируемый самолёт будет использоваться на аэродромах разного класса, в том числе и на грунтовых ВПП, где отсутствуют подъездные трапы. Она позволяет максимально уменьшить высоту пола над уровнем земли, что значительно упрощает и облегчает посадку пассажиров и погрузку багажа через входную дверь-трап.

С аэродинамической точки зрения высокоплан выгоден тем, что позволяет получать на крыле распределение циркуляции близкой к эллиптической (при условно одинаковой форме крыла в плане) без провала в районе фюзеляжа, как у схем низкоплана и среднеплана. При этом то, что высокоплан обладает сопротивлением интерференции хотя и большим, чем у среднеплана, но меньше чем у низкоплана, позволяет получать высокое качество самолёта, построенного по такой схеме. При низком расположении крыла сопротивление (при скоростях с М(при
) у низкоплана больше, чем у среднеплана и высокоплана (Рис. 8.2.1.).

Схема высокоплан обладает следующими компоновочными и конструктивными недостатками:

Шасси невозможно разместить на крыле, либо (на небольших самолётах) основные опоры шасси получаются громоздкими и тяжёлыми. В этом случае шасси размещается, как правило, на фюзеляже, нагружая его большими сосредоточенными силами.

При аварийной посадке крыло (особенно если на нём установлены двигатели) стремится раздавить фюзеляж и находящуюся в нем пассажирскую кабину. Для устранения этой проблемы приходиться усиливать конструкцию фюзеляжа в районе крыла и значительно утяжелять его.

При аварийной посадке на воду фюзеляж уходит под поверхность воды, затрудняя тем самым аварийную эвакуацию пассажиров и экипажа.

8.3. Схема оперения.

Для пассажирских самолётов конкурирующими являются две схемы оперения: нормальная и Т-образная.

Мощная спутная струя от воздушного винта неблагоприятно влияет на обычное низко расположенное горизонтальное хвостовое оперение и может ухудшить устойчивость самолета на некоторых режимах полета. Высоко расположенное горизонтальное оперение существенно повышает устойчивость самолета, так как оно выходит за пределы зоны влияния спутной струи. При этом эффективность киля также повышается. Обычный киль эквивалентной геометрии должен иметь площадь на 10% больше. Поскольку высоко расположенное горизонтальное оперение имеет большее горизонтальное плечо из-за скоса киля назад, для создания необходимого продольного момента требуется усилие на ручке, вдвое меньшее, чем при обычном горизонтальном оперении. Кроме того, Т-образное хвостовое оперение обеспечивает более высокий уровень комфорта для пассажиров, так как оно уменьшает вибрацию конструкции от воздействия спутной струи от воздушного винта. Вес обычного и Т-образного оперений примерно одинаков.

Применение Т-образного хвостового оперения увеличивает стоимость самолета менее чем на 5 % за счет увеличения затрат на разработку и производственную оснастку. Однако преимущества этого оперения оправдывают его использование.

Среди прочих достоинств Т-образного оперения являются:

Горизонтальное оперение представляет собой «концевую шайбу» для вертикального оперения, что повышает эффективное удлинение киля. Это позволяет уменьшить площадь вертикального оперения и этим облегчить конструкцию.

Горизонтальное оперение отводится от зоны воздействия на его конструкцию звуковых волн, которые могут создать опасность усталостного разрушения. Срок службы горизонтального оперения при этом увеличивается.

8.4. Выбор количества двигателей и их размещения.

Необходимое число двигателей для силовой установки самолёта зависит от ряда факторов, обусловленных как назначением самолёта, так и его основными параметрами и лётными характеристиками.

Основными критериями при выборе числа двигателей на самолёте являются:

Самолёт должен обладать необходимой стартовой тяговооружённостью;

Самолёт должен обладать достаточной надёжностью и экономичностью;

Эффективная тяга силовой установки должна быть возможно большей;

Относительная стоимость двигателей должна быть возможно меньшей;

При формальном подходе обеспечить нужную величину стартовой тяговооружённости проектируемого самолёта можно каким угодно числом двигателей (в зависимости от стартовой тяги одного двигателя). Поэтому при решении данного вопроса необходимо ещё и учитывать специфику назначения самолёта и требования, предъявляемые к его компоновке и силовой установке. Помощь при выборе числа двигателей может оказать изучение самолётов аналогичного класса уже использующихся на авиалиниях.

При развитии пассажирских самолётов местных авиалиний конструкторы пришли со временем к оптимальному количеству числа двигателей на самолётах данного класса — два двигателя. Отказ от использования одного двигателя объясняется тем, что появляются большие сложности с его компоновкой, а также один двигатель не удовлетворяет безопасности полётов. Использование трёх и более двигателей неоправданно утяжелит и усложнит конструкцию, следствием этого явится увеличение стоимости самолёта в целом и снижение его боеготовности.

При выборе места установки двигателей было рассмотрено несколько вариантов их размещения. В результате анализа выбор был остановлен на схеме крепления двигателей под крылом. Достоинствами этой схемы являются:

Крыло разгружается в полёте двигателями, что позволяет уменьшить его массу на 10… 15%

При такой схеме компоновки СУ увеличивается критическая скорость флаттера — двигатели являются противофлаттерными балансирами, сдвигая ЦМ сечений крыла вперед.

Возможно надёжное изолирование крыла от двигателей при помощи противопожарных перегородок.

Обдув механизации крыла струёй от винтов увеличивает её эффективность.

К недостаткам схемы можно отнести:

Большие разворачивающие моменты при отказе в полёте одного двигателя. — Далеко расположенные от земли двигатели тяжелее обслуживать.

На сегодняшний день на неманевренных дозвуковых самолётах нашли применение два типа двигателей — ТВД и ТРДД. Решающее значение при выборе типа двигателя имеет скорость крейсерского полёта. ТВД выгодно использовать на скоростях полёта, соответствующих М = 0,45…0,7 (Рис. 8.4.2.). В этом диапазоне скоростей он гораздо экономичнее ТРДД (удельный расход топлива меньше в 1,5 раза). Использование ТВД на скоростях, соответствующих М = 0,7…0,9 невыгодно, т. к. он имеет недостаточную удельную мощность и повышенный уровень шума и вибраций на самолёте.

Принимая во внимание все вышеперечисленные факты, и исходя из исходных данных на проектируемый самолёт, выбор для СУ делаем в пользу ТВД.

8.5. Итоги проведённого анализа.

Проведённый выше анализ показывает, что для пассажирского ближнемагистральнолго самолёта применительны две основные схемы (Рис. 8.5.1.).

Схема 1: Низкоплан с низкорасположенным Г.О., двигателями в крыле, и шасси расположенными в мотогондолах.

Схема 2: Высокоплан с Т-образным оперением, двигателями под крылом и шасси расположенными в гондолах на фюзеляже.

С точки зрения эксплуатации, аэродинамики и экономики наиболее выгодна вторая схема для данного типа самолёта (Таблица 8.5.1.).

Таблица 8.5.1.

Параметры

По расположению двигателей.

При расположении двигателя на крыле лопасти винта находятся близко к поверхности земли, что непозволяет эксплуатацию на грунтовых ВПП.

Расположение двигателя под крылом обеспечивает необходимое расстояние лопастей винта относительно поверхности земли.

По расположению двигателей.

Для обслуживания двигателя приходится залезать на крыло.

Для обслуживания двигателя необходимо пользоваться стремянкой.

По расположению шасси.

Из-за большой высоты стойка основной опоры шасси имеет большую массу.

Меньшая высота основной стойки шасси позволяет уменьшить её массу.

По расположению пола.

Высоко расположенный пол затрудняет посадку и высадку пассажиров без применения подъездных трапов.

Низко расположенный пол и дверь-трап упрощают посадку пассажиров и погрузку ручной клади.

По типу оперения.

Габаритные размеры оперения затрудняет размещение самолёта в ангарах, но низко расположенное ГО легче в обслуживании.

В связи с меньшими габаритами ВО, не вызывает проблем с размещением в ангарах, но Т-образный стабилизатор труднее в обслуживать.

8.6. Статистика раннее созданных самолётов данного класса.

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.

0

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.

Скрытые крылья истребителей: основные элементы аэродинамических схем лучших боевых самолетов мира и тенденции их развития (Чжунго цзюньван, Китай)

15 июля 2020 года Государственное управление КНР по правам интеллектуальной собственности официально объявило результаты 21-й конференции по выдаче патентной премии. Золотую премию получил Авиационный проектно-исследовательский институт города Чэнду при Китайской корпорации авиационной промышленности за патент на промышленный образец истребителя, выполненного по аэродинамической схеме «утка» с передним горизонтальным оперением, несущим корпусом и аэродинамическими гребнями. В результате несущий корпус, аэродинамические гребни и переднее горизонтальное оперение, которые являются «скрытыми» крыльями самолета, снова привлекли повышенное внимание любителей авиации.

Три главных элемента аэродинамической схемы истребителей

За исключением нескольких типов самолетов с вертикальным взлетом и посадкой, у которых подъемная сила создается изменением направления воздушного потока при взлете и посадке, у большинства самолетов подъемная сила создается крыльями в процессе движения.

Причины возникновения подъемной силы крыла весьма сложны, на этот счет существует множество теорий. Но лишь немногие могут полностью раскрыть секрет создания подъемной силы. Однако можно определить, что подъемная сила самолета в основном является результатом перепада давлений, вызванного разницей скоростей потоков на верхней и нижней поверхностях крыла. Подъемная сила зависит от скорости движения в воздушном потоке, плотности воздуха, площади и угла наклона крыла.

Конечно, на движение самолета также влияют различные силы сопротивления, такие как сопротивление трению, сопротивление перепаду давления, индуктивное сопротивление, сопротивление интерференции и волновое сопротивление. Оптимизация аэродинамических схем заключается в увеличении подъемной силы, реактивной тяги, повышении безопасности полета и снижении различных сил сопротивления.

Аэродинамическая схема является одним из важных факторов, влияющих на маневренность истребителя. По сравнению с крыльями, несущий корпус, аэродинамические гребни и переднее горизонтальное оперение привлекают не так много внимания, поэтому можно сказать, что они являются «скрытыми» крыльями самолета. С точки зрения функциональности они считаются тремя главными элементами аэродинамической схемы лучших истребителей в мире, в данный момент состоящих на вооружении.

Несущий корпус совершенно отличается от традиционной компоновки крыльев самолета. Для создания подъемной силы здесь используется трехмерная интегральная компоновка, при которой фюзеляж плавно переходит в крыло. Данная конструкция помогает получить большие показатели подъемной силы на низких скоростях.

Данную конструкцию начали изучать в Соединенных Штатах и Советском Союзе в 1957 году после того, как она была случайно открыта двумя американскими учеными. Американские прототипы ракеты-носителя X-33 и спасательного корабля X-38, строившиеся в рамках программы VentureStar, выполнены по аэродинамической схеме «несущий корпус».

Истребителями третьего поколения (по китайской классификации, прим. пер.) с несущим корпусом являются Су-27, МиГ-29 и другие. Среди образцов четвертого поколения можно назвать F-22, F-35, Су-57, наиболее примечательным из которых является Су-57. Он обладает достаточно широким фюзеляжем, высокими показателями подъемной силы и меньшим сопротивлением.

Аэродинамический гребень впервые появился в середине 1950-х годов на основе стреловидного или дельтовидного крыла. Он представляет собой длинную узкую поверхность стреловидной формы с острой передней кромкой, простирающуюся от корня передней кромки крыла. Как правило, гребень полностью интегрируется с фюзеляжем и основным крылом, формируя композитное крыло, что в результате улучшает маневренность и потерю скорости истребителя, а также значительно повышает его подъемную силу. Выделяют подфюзеляжные гребни и гребни крыла.

Переднее горизонтальное оперение, так же известное как канард или «утка», использовалось еще в 1903 году в самолетах братьев Райт. Особенностью данной конструкции является расположение стабилизатора впереди основного крыла.

Самолетами, обладающими передним горизонтальным оперением, являются российские истребители Су-35, Су-34 и Су-30МКИ, а также европейские боевые самолеты «Тайфун», «Рафаль» и «Грипен».

Особенностью этих трех европейских истребителей является то, что их канардом можно управлять. Это позволяет не только создавать подъемную силу вихревым способом, но и поддерживать устойчивость самолета в полете на околозвуковых скоростях. При посадке канард может играть роль аэродинамического тормоза.

В зависимости от места установки переднее горизонтальное оперение можно разделить на верхнее, среднее и нижнее. Учитывая такие факторы, как подъем и угол потери скорости, чаще всего применяются верхнее и среднее переднее горизонтальное оперение.

Комбинирование элементов — это совсем не просто, здесь необходимы инновации и терпение

Различные аэродинамические схемы имеют свои преимущества в различных режимах полета. Выбор элементов и способ их комбинации в аэродинамической схеме будет зависеть от боевых задач истребителя.

Комбинация аэродинамических гребней и несущего корпуса. Встраивание аэродинамических гребней в истребители позволяет улучшить летно-технические характеристики самолета и восполнить недостатки стреловидного крыла и крыла изменяемой стреловидности в отношении низкой скорости, волнового сопротивления и устойчивости полета. Использование несущего корпуса увеличивает эффективное пространство внутри истребителя, снижает силу сопротивления и повышает скорость полета. Поэтому F-22, F-35, Су-57, Су-27 и МиГ-29 выполнены по схеме «несущий корпус» с аэродинамическими гребнями.

Первая успешная интеграция аэродинамических гребней с технологией активного управления была выполнена при создании истребителя F-16, но лучшим примером комбинации аэродинамических гребней и несущего корпуса является F-22. Аэродинамический гребень у данного самолета простирается от вершины носа до корня крыла, затем соединяется с фюзеляжем и впускным каналом, образуя несущий корпус, благодаря чему не только создается большая подъемная сила, но и повышается устойчивость полета.

Комбинация переднего горизонтального оперения и аэродинамических гребней. В целях повышения коэффициента подъемной силы, при разработке большинства современных истребителей используется аэродинамическая схема, сочетающая в себе переднее горизонтальное оперение и аэродинамические гребни. Примерами являются российские самолеты Су-35, Су-34 и Су-30МКИ, а также европейские «Тайфун», «Рафаль» и «Грипен».

Истребители, выполненные по данной аэродинамической схеме, обладают более высокой подъемной силой и улучшенной маневренностью. Переднее горизонтальное оперение у данных самолетов, как правило, занимает большую площадь и отделено от крыла. Поэтому при определенных условиях дополнительная подъемная сила, создаваемая таким канардом, будет больше, чем у аэродинамического гребня. Однако аэродинамический гребень способствует поддержанию устойчивости полета и улучшает управляемость. Таким образом, эти два элемента отлично дополняют друг друга.

Истребители четвертого поколения США и России выполнены по нормальной аэродинамической схеме без использования переднего горизонтального оперения. На это есть свои причины. Одна из них заключается в том, что самолетами, построенными по схеме «утка», сложнее управлять, и это может сказаться на эффективности истребителей-невидимок.

Комбинация несущего корпуса, переднего горизонтального оперения и аэродинамических гребней. При выборе аэродинамической схемы следует учитывать не только маневренность самолета, но и ряд таких проблем, как устойчивость, управляемость, прочность и другие. Для истребителей важными характеристиками являются высокая маневренность и скорость, что повышает требования к аэродинамическому проектированию.

На сегодняшний день в мире очень мало самолетов, выполненных по схеме, совмещающей в себе сразу три элемента — несущий корпус, переднее горизонтальное оперение и аэродинамические гребни. Причиной этого является высокая сложность проектирования. Однако Авиационному проектно-исследовательскому институту города Чэнду при Китайской корпорации авиационной промышленности, очевидно, удалось преодолеть ряд проблем, связанных с проектированием схемы, отчего данная организация и была удостоена премии.

Для того, чтобы интегрировать переднее горизонтальное оперение с аэродинамическим гребнем, необходимо решить вопрос их совместимости с основным крылом. А если сюда добавить несущий корпус, то проблем станет еще больше. Необходимо детально продумать размеры, форму, расположение элементов и другие параметры, а также провести множество испытаний в аэродинамической трубе. Только так можно добиться оптимизации комбинации элементов. Более того, важным вопросом также является баланс веса самолета и его производительности. Все это осложняет процесс проектирования.

Таким образом, успешная комбинация элементов зависит от многочисленных испытаний, а для этого необходимы инновации и терпение.

Возможно ли все-таки интегрировать в истребитель три главных элемента аэродинамической схемы?

Будущее развитие истребителей будет направлено на улучшение его функциональных показателей в полете на разных высотах, при любых погодных условиях и выполнении различных задач воздушного боя. Эксперты назвали шесть основных характеристик, которыми должен обладать истребитель будущего: плоская форма, стабильность полета на сверхзвуковых скоростях, сверхманевренность, способность нанесения сверхдальних ударов, поддержка военного интернета вещей и наличие усиленных средств контроля.

Исходя из ожиданий различных стран в отношении истребителей следующих поколений, предполагается, что будущие истребители будут оснащены искусственным интеллектом и квантовым локатором, что позволит выполнять боевые задачи в беспилотном режиме, осуществлять полет на гиперзвуковых скоростях, выходить в ближний космос, а также применять оружие на новых физических принципах. Поэтому пилотируемая и беспилотная системы управления, повышение скрытности, улучшение летно-технических характеристик и системы связи являются ключевыми направлениями развития истребителей следующих поколений. Разработка пилотируемой и беспилотной систем управления, повышение скрытности и способности полета на гиперзвуковых скоростях будут зависеть от инноваций аэродинамических схем. Таким образом, аэродинамическое проектирование все еще будет играть важную роль в процессе разработки истребителей следующих поколений.

Несущий корпус, вероятно, станет основным элементом аэродинамической схемы боевых самолетов будущего. Предполагается, что истребители будут обладать большой грузоподъемностью, которая может быть достигнута при помощи интегральной аэродинамической схемы с плавным переходом от крыла к фюзеляжу, что позволит увеличить топливную нагрузку крыла и подъемную силу фюзеляжа. Ввиду быстрого развития технологии дистанционного зондирования, для повышения живучести самолета на поле боя будущие истребители будут обладать улучшенными показателями скрытности. Для этого самолеты, вероятно, будут выполнены по схеме «бесхвостка» с несущим корпусом и дельтовидным крылом, а от вертикального и горизонтального хвостового оперения придется отказаться. Использование интегральной аэродинамической схемы с плавным переходом от крыла к фюзеляжу позволит сделать истребители более маневренными и скрытными.

Аэродинамические гребни также будут являться основным элементом аэродинамических схем будущих истребителей. Стреловидное крыло с аэродинамическим гребнем расширенной площади стало основой конструкции высокомобильных боевых самолетов третьего поколения. Наличие аэродинамических гребней в компоновке истребителей четвертого поколения F-22, F-35 и Су-57 позволило улучшить их летно-технические характеристики. Развитие будущих истребителей будет основываться на существующих технологиях, поэтому аэродинамический гребень по-прежнему будет являться неотъемлемым элементом аэродинамической схемы.

Переднее горизонтальное оперение также получит дальнейшее развитие в процессе разработки боевых самолетов следующих поколений. Аэродинамическая схема «утка» может решить проблему потери скорости, то есть это позволит избежать попадания самолета в штопор. Недостатки традиционного переднего горизонтального оперения может восполнить несущий корпус, который будет выполнять функции канарда, что позволит улучшить маневренность истребителя и устойчивость полета на высоких скоростях. Таким образом, данная схема может стать основой будущих боевых самолетов.

Наконец, при разработке будущих истребителей могут быть использованы технологии, которые на сегодняшний день находят применение в производстве гиперзвуковых ракет. Следующие поколения истребителей будут обладать возможностью беспилотного управления, высокой скоростью, устойчивостью полета на больших высотах и способностью преодолевать систему противовоздушной обороны, а для этого необходимо наделить самолет высоким аэродинамическим качеством и сверхманевренностью. Достигнуть этих целей позволит использование несущего корпуса, плавного соединения крыла с фюзеляжем, осесимметричных форм, плоских и конических поверхностей и т. д.

Авторские права на данный материал принадлежат сайту «inoСМИ.Ru». Цель включения данного материала в дайджест — сбор максимального количества публикаций в СМИ и сообщений компаний по авиационной тематике. Агентство «АвиаПорт» не гарантирует достоверность, точность, полноту и качество данного материала.

Горизонтальное оперение — Энциклопедия по машиностроению XXL

При вращении летательного аппарата вокруг продольной оси горизонтальное оперение может вызвать дополнительный момент рыскания (спиральный момент). Коэффициент этого момента при Мх, С 1  [c.651]

Спиральная производная, обусловленная горизонтальным оперением.  [c.652]

Для изолированного горизонтального оперения  [c.662]

Схема стабилизации летательного аппарата в виде оперенного тела вращения показана на рис. 1.8.1. В продольном направлении стабилизация обеспечивается горизонтальным оперением, создающим момент тангажа Мг = —У(Хц.д —Хц. а), а в боковом (статическая устойчивость пути) — вертикальным оперением, обеспечивающим момент рыскания Му = = — хц.д—Хц.м). Зависимость моментов и Му соответственно от углов  [c.59]


Сложной формой в плане отличаются стабилизирующие (несущие) поверхности, изображенные на рис. 1.8.8,к, л, м. (с двойной и несколькими стреловидностями, а также с -образной кромкой). На современных сверхзвуковых летательных аппаратах, лишенных специального горизонтального оперения, поверхности с такой формой используются не только для обеспечения необходимой подъемной силы, но и для создания стабилизирующего усилия, придающего статическую устойчивость.  [c.68]

Эффективность органов управления. Оценка этой эффективности связана с исследованием изменения аэродинамических характеристик оперения или крыльев под воздействием соответствующих органов управления, установленных на них. Важнейшей из таких характеристик является коэффициент подъемной силы горизонтального оперения (крыла) как функция углов атаки Поп и отклонения руля высоты ба, т. е. Су оп = f(ao , ба ).  [c.81]

I — горизонтальное оперение 2 — руль высоты  [c.83]

Рассмотрим определение шарнирного момента на примере руля высоты,, установленного на горизонтальном оперении (рис. 1.9.10). При отклонении этого руля на некоторый угол 8 он будет испытывать действие нормальной силы Кр, приложенной в центре давления, расположенном на расстоянии Хц.д от передней кромки и от оси вращения. Принимая шарнирный момент отрицательным, если он стремится повернуть руль вверх, найдем его величину из условия Мш = — вр = — ( Сц.д — л вр) Ур, где Хвр —  [c.83]

Для плоской комбинации, включающей корпус и плоское горизонтальное оперение в виде двух консолей (рис. 2.2.1,6),  [c.157]

Следует иметь в виду, что поперечная сила, вызванная добавлением горизонтального оперения к корпусу (первый член в правой части), нормализуется не поперечной силой горизонтального оперения (которая равна нулю), а соответствующим ее значением для изолированного корпуса.  [c.170]

Исследования показывают, что в тех случаях, когда спиральный момент возникает (при наличии горизонтального оперения или крыльев), его величина оказывается настолько малой, что в практических расчетах суммарного момента рыскания им обычно пренебрегают.  [c.185]

Согласно данным линеаризованной теории обтекания для несущей поверхности (горизонтального оперения) со сверхзвуковой передней кромкой,  [c.187]

Движение крена. Коэффициент добавочной нормальной силы, действующей на одну консоль горизонтального оперения при продольном вращении с некоторой угловой скоростью Оц. = (йну, определяется по (2.4.42). Величину ( . )оп=  [c.193]


Для обеспечения приемлемых усилий на штурвале, управляющем рулем высоты, на самолете Ил-62 был принят ряд специальных мер, позволивших ограничиться минимальной площадью горизонтального оперения (40 м ) и с помощью аэродинамических методов снизить шарнирные моменты на руле до величин, обеспечивающих возможность ручного управления без использования гидроусилителей. Это привело к созданию простейшей системы управления, обладающей высокой надежностью при минимальной массе. Обеспечивая надежность такой системы, конструктор основывался прежде всего на интуиции и богатейшем опыте многолетней работы по созданию самолетов.  [c.36]

Нагрузки, редко изменяющиеся в течение одного полета подъемная сила крыла уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения нагрузки, возникающие при отклонении закрылков нагрузки от избыточного давления в герметической кабине нагрузки от работы шасси.  [c.84]

При осмотре горизонтального оперения особое внимание обращают на обшивку корневой его части и узлы крепления стабилизатора, на узлы и обшивку руля высоты, на несиловую обшивку стабилизатора и крепление балансировочных грузов, оси подвески управления стабилизатором и т. п.  [c.105]

Под воздействием акустических и вибрационных нагрузок на обшивке крыла, фюзеляжа, обшивке и нервюрах горизонтального оперения на элеронах могут появляться трещины и выпадать заклепки. Особенно тщательно проверяют состояние обшивки канала всасывания, где может происходить обрыв заклепок, которые при попадании в двигатель могут вызвать забоины на лопатках компрессора и выход ГТД из строя.  [c.106]

Жается уровень Шума в передней полусфере, а с помощью горизонтального оперения самолета снижается уровень шума в задней полусфере. Однако при таком размещении силовой установки двигатель попадает в зону потока, имеющего большую скорость. Это сказывается на работе двигателя и затрудняет его техническое обслуживание. Кроме того, возникает необходимость в дополнительной звукоизоляции кабины и пассажирского салона.  [c.66]

Наиболее распространена схема одновинтового вертолета с рулевым винтом — небольшим вспомогательным винтом, используемым для уравновешивания реактивного крутящего момента несущего винта и для путевого управления. Рулевой винт устанавливается вертикально на хвостовой балке его тяга направлена влево, если несущий винт вращается по часовой стрелке. Плечо силы тяги рулевого винта относительно оси вала несущего винта обычно несколько больше радиуса последнего. Управление по тангажу и крену в этой схеме обеспечивается наклоном вектора силы тяги несущего винта посредством изменения циклического шага управление по высоте — изменением величины тяги несущего винта посредством изменения его общего шага путевое управление — изменением величины тяги рулевого винта посредством изменения его общего шага. Эта схема проста и требует одного механизма управления несущим винтом и одной трансмиссии для его привода. Рулевой винт обеспечивает хорошую путевую управляемость, но требует затраты мощности для уравновешивания аэродинамического крутящего момента, что увеличивает суммарную потребную мощность вертолета на несколько процентов. Недостатком одновинтовой схемы является обычно небольшой диапазон допустимых центровок он увеличивается при использовании бесшарнирного винта. Кроме того, рулевой винт, если он расположен не очень высоко на хвостовой балке, представляет некоторую опасность для наземного персонала в этом случае не исключена также возможность удара рулевого винта о землю при эксплуатации вертолета. Рулевой винт работает как вертикальное и горизонтальное оперение в потоке, возмущенном несущим винтом и фюзеляжем, что снижает его аэродинамическую эффективность и увеличивает нагрузки и вибрации. Одновинтовая схема (с рулевым винтом) наиболее подходит для вертолетов малых и средних размеров ).  [c.298]

Кроме того, как мы увидим дальше, при сверхзвуковых скоростях резко возрастают стабилизирующие продольные моменты, которые приходится преодолевать при изменении угла атаки крыла. Поэтому на сверхзвуковых самолетах применяют управляемый стабилизатор здесь отклоняется все горизонтальное оперение, а не только его задняя половина. Одной из разновидностей аэродинамических рулей являются интерцепторы, применяемые в качестве рулей крена вместо элеронов или в дополнение к ним. Интерцептор представляет собой пластину, выдвигаемую вниз вблизи задней.кромки крыла под прямым углом к его хорде. Повышение давления, возникающее перед интерцептором, увеличивает подъемную силу и создает необходимый момент крена. Известны и другие типы аэродинамических рулей.  [c.281]


Прирост ДУ подъемной силы самолета, возникающий за счет изменен 1я угла атаки и изображенный на рис. П.09, можно рассматривать как сумму нескольких параллельных сил прироста ДУ р подъемной силы крыла, прироста ДУг.о подъемной силы оперения, прироста ДУф подъемной силы фюзеляжа и т. д. (рис. 12.05). Точки приложения этих сил называются, соответственно, фокусом крыла, фокусом горизонтального оперения, фокусом фюзеляжа. Очевидно, положение фокуса самолета зависит, во-первых, вт взаимного расположения фокусов его частей и, во-вторых, от соотношения величин приростов подъемных сил этих частей.  [c.308]

Эффективность оперения при дозвуковых скоростях полета сильно зависит от удлинения крыла, влияющего на величину угла скоса потока, набегающего на оперение. Если бы скоса не было, изменение угла атаки оперения при повороте самолета вокруг оси г было бы равно изменению угла атаки крыла. В действительности же при увеличении угла атаки крыла возрастает скос потока, что снижает эффективность горизонтального оперения, и тем сильнее, чем меньше удлинение крыла.  [c.308]

При неудачном размещении горизонтального оперения крыло может сиЛьНО уменьшить его стабилизирующее действие и на больших сверхзвуковых скоростях полета. На рис. 12.06 показан спектр обтекания крыла при скорости полета, в несколько раз превышающей звуковую, и значительном угле атаки. Если стабилизатор находится перед хвостовым скачком крыла (положение /), то угол скоса потока, обтекающего оперение, очень велик — он приблизительно равен углу атаки крыла. При таком расположении оперения изменение угла атаки самолета не приведет к возникновению силы ДКг.о. так как воздушный поток  [c.309]

Рис. 12.06. Направление потока в области горизонтального оперения при полете со сверхзвуковой скоростью
Другой Причиной ухудшения устойчивости на определенных углах атаки может быть снижение эффективности оперения из-за попадания в спутную струю крыла. Такое явление свойственно, в частности, при больших углах атаки некоторым самолетам с высоким расположением горизонтального оперения.  [c.310]

XDO T самолета опускается и на стабилизатор — горизонтальное оперение хвоста самолета — начинает действовать подъемная сила R, направленная вверх. Она создает момент относительно поперечной оси, возвращающий самолет в горизонтальное положение. Наоборот, если нос самолета опускается, то стабилизатор, поднимаясь, оказывается под отрицательным углом атаки к набегающему потоку и на него действует подъемная сила , направленная вниз. Момент этой силы поднимает нос самолета, т. е. возвращает его к исходному положению. Таким образом, хотя крыло само по себе неустойчиво относительно поперечной оси, стабилизатор придает самолету устойчивость относительно этой оси и обеспечивает сохранение горизонтального (или близкого к горизонтальному) положения продольной оси самолета. Легко видеть, что положение не изменится, если с самого начала точка приложения подъемной силы будет лежать впереди центра тяжести. При этом нос самолета будет несколько поднят, стабилизатор будет уже с самого начала находитьг ся под положительным углом атаки и давать подъемную силу, так что сумма моментов подъ ной силы крыльев и стабилизатора относительно поперечной оси будет равна нулю. Поворот самолета относительно поперечной оси нарушит равенство этих моментов, и возникший момент будет, как показано выше, возвращать самолет к исходному положению.  [c.572]

Скачки уплотнения и волны разрежения, образуюнгиеся на крыле, также влияют на эффективность оперения. При нетандемном расположении горизонтального оперения оно может оказаться перед скачком (рис. 11.24, а), обтекаться под нулевым углом атаки и не создавать нормальной силы. С ростом угла атаки угол скачка увеличивается и оперение попадает в поток, прошедший скачок уплотнения (рис. 11.24, б), и в значительной мере восстановит свою эффективность, которая из-за влияния угла скоса потока и его торможения за крылом окажется несколько ниже, чем при обтекании невозмущенным потоком под тем же углом атаки.  [c.619]

При двухкрылой схеме горизонтальное оперение может располагаться как в хвостовой, так и в носовой части корпуса или вовсе отсутствовать. В последнем случае их роль играет крыло. Что касается вертикального оперения, то оно должно всегда располагаться у кормы, так как в противном случае не будет обеспечена путевая статическая устойчивость.  [c.122]

Таким образом, рассматриваемая задача сводится к решению двух самостоятельных задач, одна из которых связана с отысканием поля скоростей для плоской комбинации корпус — горизонтальное оперение , установленной под углом а, другая — с определением поля скоростей комбинации корпус — вертикальное оперение , отклоненной на угол р. В соответствии с этим суммарные значения скоростей возмущения определяются формулами (2.1.43), а коэффициент давления — соотношением (2.1.45). Коэффициент перепада давления на корпусе находится из выражения (2.1.48), в котором составляющие и, V, ш с индексом а определяются по формулам, найденным для плоской комбинации при условии, что а = аосозф.  [c.145]

Здесь поперечная сила Z n = хгвн — т характеризует эффективность оперения, обусловленную интерференцией с корпусом. Первый член в правой части (2.3.22) определяет влияние на поперечную силу добавления горизонтального оперения к корпусу, а второй и третий — соответственно верхней, а затем нижней вертикальных консолей. Заметим, что в более общем случае эти консоли могут быть неодинаковыми. Эти три члена можно записать в нормализованном виде, отнеся их к значениям поперечной силы соответствующего изолированного элемента  [c.169]


Несимметричное вертикальное оперение. Отдельные виды летательных аппаратов могут иметь вертикальное оперение несимметричной формы (рис. 2.3.10). В этом случае оно создает дополнительный момент крена так, что в отличие от симметричной плюсобразной комбинации его суммарная величина оказывается не равной нулю. Дополнительный момент крена, обратный по знаку моменту от горизонтального оперения,  [c.175]

Вращательное движение летательного аппарата вокруг продольной оси может вызвать дополнительный момент рыскания (спиральный момент). Это объясняется возникновением подсасывающих продольных сил на передних кромках горизонтального оперения. Причем,если вращение происходит в сторону правой консоли оперения, такая сила на этой консоли будет вследствие возрастания местного угла атаки больше, чем на левой. В результате возникает положительный момент рыскания АМу, пропорциональный при относительно медленном вращении угловой скорости Такой момент воз-никаеттолько при дозвуковых скоростях (или при числах Моо> 1 для консолей оперения с дозвуковыми передними кромками). Для консолей со сверхзвуковыми кромками спиральный момент равен нулю, так как подсасываю-ш,ая сила не возникает.  [c.185]

Кроме интерференции, связанной с образованием вихрей, при больших сверхзвуковых скоростях имеет место дополнительный интерференционный эффект, вызванный взаимодействием с возникаюгцими скачками уплотнения (рис. 2.5.8). Как видно из рисунка, при некотором угле атаки щ горизонтальное оперение расположено в зоне между хвостовым скачком и веером расширения. Вследствие этого оно оказывается для потока, прошедшего через веер расширения, под нулевым углом атаки и не будет создавать подъемной силы. Практически эффективность оперения близка к нулю (т1оп = 0)-При большем угле атаки (а2> аО угол скачка возрастает и его плоскость может оказаться перед оперением. Так как линия тока за скачком почти совпадает с направлением набегающего потока, то оперение в значительной ме-  [c.201]

Для крыльев различных типов реактивных самолетов Скорн = 3,5 -f- 16. Коэффициент статического момента горизонтального оперения  [c.14]

Давление иа ручку (штурвал). При отклонении рулей, элеронов, цельноповоротного горизонтального оперения (управляемого стабилизатора) усилия на ручке, штурвале и педалях должны возрастать плавно. Например, максимальные величины давления на ручку при управлении рулем высоты при пикировании — для истребителей 4—9 кГ, для бомбардировщиков 6—14 кГ, при по-  [c.280]

Должна быть предусмотрена независимость действия рулей высоты или цельноповоротного горизонтального оперения и элеронов отклонение ручки или колонки управления в продольном управлении не должно вызывать отклонение элеронов и наоборот.  [c.281]

Большое влияние на положение фокуса самолета оказывает эффективность горизонтального оперения, характеризуемая величиной и плечом силы ДУг.о. Чем больше площадь оперения по сравнению с площадью крыла и чем больше расстояние между фокусами крыла и оперения, тем более заднее положение отно, снтельно фокуса крыла занимает фокус самолета.  [c.308]

Влияние реактивной струи на продольное равновесие сводится к тому, что струя, имея повышенную скорость по сравнению с основным воздушным потоком, подсасывает окружающий воздух, искажая тем самым спектр обтекания са.молета, особенно оперения. Если, в частности, струя проходит ниже оперения, она вызывает скос потока, обтекающего горизонтальное оперение, и создается кабрирующий момент. Чем больше скорость полета, тем меньше  [c.315]


ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ, ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ. — КиберПедия

 

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 SГО и SВО выражаются отношением площадей ГО и ВО к площади крыла:

SГО = SГO/S; SBO = SBO/S.

Относительная площадь руля высоты SB выражается отношением площади РВ SB площади ГО, а относительная площадь руля направления SH — отношением площади РН к площади ВО:

SВ =SВ/SГО; SН = SН /SВО

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 YГО уравновешивает момент, создаваемый подъемной силой крыла Y относительно ЦМ самолета:

YГОLГО=Ya, где LГO — 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.

 

Горизонтальное оперение — Sukhoi Superjet 100

Унифицированное для всего семейства стреловидное горизонтальное оперение состоит из переставного стабилизатора и руля высоты.

Стабилизатор состоит из правой и левой консоли, которые соединены между собой по оси симметрии самолета (нервюра 0). Стабилизатор закреплен на подкилевом отсеке фюзеляжа на шп.58 посредством двух задних опор, в которых по оси вращения стабилизатора, запрессованы подшипники. Перестановка стабилизатора на нужный угол осуществляется рулевыми приводами, закрепленными с помощью кронштейнов на шпангоуте подкилевой части фюзеляжа и на переднем лонжероне стабилизатора.

Консоль стабилизатора представляет собой трапецию с углом стреловидности 34° по передней кромке и состоит из кессонной части, залонжеронной части, носовой части, законцовки и шторки.

Кессонная часть стабилизатора цельнометаллическая и состоит из двух лонжеронов, стыкового фитинга (нервюра 0), 12 промежуточных нервюр, верхней и нижней панелей. По заднему лонжерону кессонной части расположены узлы навески и привода руля высоты (Р.В.).

Залонжеронная часть стабилизатора расположена между задним лонжероном и рулем высоты и состоит из диафрагм, зашивки и панелей. Конструкция залонжеронной части выполнена из композиционных материалов.

Носок стабилизатора состоит из 2-х секций. Каждая секция конструктивно делится на лобовик, стенку, набор диафрагм и обшивки. Конструкция секций носка металлическая. Законцовка представляет собой концевой обтекатель консоли стабилизатора и крепится к кессонной части по нервюре № 12. Конструкция законцовки неметаллическая и состоит из обшивки, набора диафрагм и задней кромки.

Шторка служит для закрытия выреза в обшивке подкилевого отсека фюзеляжа, необходимого для свободного перемещения кессонной части стабилизатора при изменении его положения и выклеена из стеклоткани. Шторка имеет переменное по толщине сечение.

Односекционный РВ навешивается на стабилизатор при помощи четырех узлов навески и отклоняется двумя рулевыми приводами, расположенными между первым и вторым узлами навески.

Каркас руля высоты выполнен с применением композиционных материалов и включает в себя: лонжерон, верхнюю и нижнюю панели, набор нервюр, лобовик, хвостовую часть Р.В. и узлы навески и привода.

Схема навески руля высоты

читайте так же, про работу стабилизатора и рулей высоты «в полёте с СДУ работающей в режиме «Normal» самолёт балансируется автоматически — стабилизатор самостоятельно перемещается … далее»

11 Jul 2012 14:50 (опубликовано: skydiver000)


Если вам понравилась статья, не забудьте поставить «+»


Читайте далее

  • Вертикальное оперение — Киль крепится к шпангоутам № 52 и 54 подкилевого отсека фюзеляжа по переднему и заднему лонжеронам в 4-х точках (соединение ухо-вилка). Киль семейства самолетов RRJ представляет собой трапецию с углом стреловидности по передней кромке 40° и состоит…… (+1)

Случайные статьи

  • Вопрос «чайника» про основную проблему SSJ — Из дискуссии на авиафоруме Пользователь: Я правильно понял, что основная проблема SSJ это не его ТТХ и надежность, а в том что в этот проект влито очень много денег,а отдачи от них нет, и не будет, т.е. проект приносит только убытки. OldChukchi: нет, не правильно Пользователь: В чем ошибочны мои…… (+22)
  • Самолет Якутии прибыл на доработки в Жуковский | Очередная «сенсация» — 25.03.2013 Сайт АЕХ.ру (владелец) опубликовал сенсацию : Один из двух самолетов Sukhoi SuperJet 100 авиакомпании «Якутия» в минувшую субботу прибыл в Жуковский на доработку. Об этом рассказал источник в авиаотрасли. По его данным, на самолете будут проделаны работы по доработке и устранению…… (+2)
  • Москва-Самара на SSJ-100 «Аэрофлота» — 09.10.2012 | Автор: Игорь Решетников Вступление. Перелёт рейсом SU 2010 Москва-Самара осуществлялся мной 20.08.2012. Рейс выполняла авиакомпания Аэрофлот на самолете SSJ-100 (Sukhoy superjet 100-95B\Сухой суперджет 100-95В). В общей сложности в этот день и по этому направлению разными…… (+3)

Использование материалов сайта разрешается только при условии размещения ссылки на superjet100.info

Горизонтальный стабилизатор — Лифт

Эта страница предназначена для учащихся колледжей, старших и средних школ. Для младших школьников более простое объяснение информации на этой странице: доступно на детской странице. Кликните сюда для описания управления полетом, или Здесь для обсуждения деталей самолета.

В задней части фюзеляж большинство самолетов можно найти горизонтальный стабилизатор и лифт . Стабилизатор — неподвижная секция крыла. чья работа — обеспечивать стабильность для самолета, чтобы он летел прямо. В горизонтальный стабилизатор предотвращает подъем и опускание, или качка движение носовой части самолета. Лифт — это небольшая движущаяся секция в задней части стабилизатор, который крепится к неподвижным секциям на шарнирах.Поскольку лифт движется, он меняет силу генерируется поверхностью хвоста и используется для генерации и управления качка самолета. К каждой стороне здания пристроен лифт. фюзеляж. Лифты работают парами; когда идет правильный лифт вверх, левый лифт тоже поднимается. На этом слайде показано, что происходит, когда пилот отклоняет руль высоты.

Руль высоты используется для управления положением носовой части самолета. и угол атаки крыла.Изменение склонность крыла на местную траекторию полета изменяет величину подъемной силы, которую крыло генерирует. Это, в свою очередь, заставляет самолет взбираться или нырять. Во время взлета лифты используются для поднятия носа самолет поднимается, чтобы начать набор высоты. Во время поворота на крен лифт вводы могут увеличить подъемную силу и вызвать более крутой поворот. Поэтому Характеристики лифта так важны для истребителя.

Лифты работают за счет изменения эффективной формы профиля. горизонтального стабилизатора.Как описано на слайде с эффектами формы, изменение угла отклонения в задней части профиля изменяется количество подъемной силы, создаваемой фольгой. С большим нисходящим прогиб задней кромки, подъемная сила увеличивается. С большим отклонение задней кромки вверх, подъемная сила уменьшается и может даже стать отрицательным, как показано на этом слайде. Подъемная сила (F) прилагается при центр давления горизонтального стабилизатора, который некоторое расстояние (L) от самолета центр гравитации.Это создает крутящий момент

Т = F * L

на самолетах и ​​самолетах вращается о его центре тяжести. Пилот может использовать эту способность, чтобы сделать самолет петля. Или, поскольку многие самолеты имеют естественную петлю, отклонение может используется для дифферента или балансировки самолета, таким образом предотвращение петли. Если пилот меняет угол поворота руля высоты на вниз, самолет наклоняется в противоположном направлении.

Давайте исследуем, как работает лифт, с помощью JavaScript. симулятор.

[Вы также можете проверить эффект высоты тона самостоятельно, используя бумажный самолетик. Просто вырежьте несколько контрольных лапок в задней части обоих крыльев. Согните обе петлицы вверх, чтобы хвост опускался, а нос поднимался вверх, а самолет петли при полете. Внесите небольшие изменения в дифферент самолета. и подавить петли. То же самое будет работать и на простом деревянном планер — язычки могут быть желтыми стикерами или липкой лентой, прикрепленной к горизонтальный стабилизатор.]

На многих истребителях чтобы соответствовать высоким требованиям к маневрированию, стабилизатор и лифт объединены в одну большую движущуюся поверхность, называемую стабилизатор. Затем изменение силы создается путем изменения наклон всей поверхности, а не на изменяя свою эффективную форму, как это делается с лифтом. На некоторых самолетах устойчивость и управляемость по тангажу обеспечивается за счет горизонтальная поверхность, расположенная впереди центра тяжести (хвост спереди).Эта поверхность называется утка . Название — это французское слово, означающее утка и используется, потому что форма, если смотреть сверху, напоминает утка с выпуклостями возле шеи. В Первый брат Райт самолет использовал форвард лифт.

Вы можете просмотреть короткий кино из «Орвилла и Уилбура Райт», объясняющих, как работает лифт использовался для управления тангажем их самолетов. Файл фильма может можно сохранить на свой компьютер и просмотреть как подкаст на проигрывателе подкастов.


Действия:

Экскурсии с гидом

Навигация ..


Руководство для начинающих Домашняя страница

Какой большой хвост

В дизайне определение размера хвоста — очень субъективный процесс, который часто включает в себя противоречивые требования c.g. дальность полета, устойчивость, управляемость и желаемые характеристики управляемости самолета.Маленькие хвосты имеют тенденцию ограничивать допустимый c.g. ход и, таким образом, давать низкую статическую стабильность, но, с другой стороны, низкое усилие на ручке (или педали) и низкое сопротивление. И наоборот, на самолетах с низкой устойчивостью летать сложнее. инструменты, чем у самолетов с большей устойчивостью. Однако для одноместных самолетов плюсы маленькие хвосты иногда перевешивают минусы. Однако это исключение, а не правило.

С другой стороны, самолеты с большим хвостом обеспечивают более широкое допустимое значение c.грамм. диапазон и стремятся быть более устойчивыми и, следовательно, легче летать на инструментах — но часто тяжелее на элементах управления, (в зависимости от того, где находится ц.г.). Большие хвосты также вызывают большее сопротивление.

Как же тогда дизайнер решает, какого размера сделать хвост в своем новом проекте? Если он не хороший математик и просто любит сложную арифметику, он найдет так называемый хвост Объемный коэффициент намного проще в использовании, но очень эффективен.

Коэффициент хвостового объема обозначается буквой V и определяется одним уравнением для горизонтальный хвост и еще один, очень похожий на вертикальный.Коэффициенты хвостового объема соотносят площадь поверхности, расстояние, на котором эта область находится от централизованной точки самолета, площадь крыла, средняя аэродинамическая хорда крыла и размах крыла. Самолеты с одинаковыми объемными коэффициентами имеют сходные характеристики статической устойчивости. Знание этого облегчает процесс проектирования.

В форме уравнения Коэффициент горизонтального хвостового объема (V H ) выглядит следующим образом.

V H = S H x L H / S W x м.переменный ток где S H = горизонтальное оперение, L H = расстояние от аэродинамического центра оперения (больше позже) к самолету, например, S W = площадь крыла и m.a.c = средняя аэродинамическая хорда (подробнее об этом позже тоже)

Для коэффициента вертикального хвостового объема (V V ) уравнение выглядит следующим образом.

V V = S V x L V / S W x b, где S V = площадь вертикального оперения, L V = расстояние от аэродинамического центра вертикального оперения до самолет c.g., S W = площадь крыла и b = размах крыла.

В таблице ниже приведены некоторые данные об объеме хвоста, взятые из прекрасной книги Л. Пазмани «Light Конструкция самолета »(который я очень рекомендую). В таблице указаны размеры трех из нескольких колодцев. известные самолеты в книге Пазмани и их объемные коэффициенты. Обратите внимание на широкий диапазон коэффициентов. среди них. Можно ожидать, что модель с низким V H Piper J-3 будет иметь небольшой допустимый ход c.g и high- VH Navion, чтобы иметь большой. В J-3 пассажир сидит по существу на c.г и так, маленький к.г. Путешествовать необходимо. Navion, с другой стороны, является 4-местным автомобилем, который включает в себя большая ц.г. путешествовать, потому что он перевозит более широкий диапазон грузов, и они больше разбросаны по продольное направление. Выберите объем хвостового оперения самолета, который вам «нравится», и решите вопрос о хвостовой части. и / или расстояние до цг. что даст тот же коэффициент хвостового объема в вашем самолете.

Самолет S W м.в. S H S H / S W (%) L H V H S V S V / S W ( %) L V b V V
Piper J-3 178.5 5,33 24,5 13,7 13,2,340 10,2 5,7 13,4 35,2 0,022
L022
L1 15,5 11,8 .442 10,6 7,6 11,9 35,0 .026
Ryan Navion 184.0 5,22 42,8 23,3 15,5,692 14,6 7,9 14,6 33,4,040
кв. Фут.

После того, как вы остановились на V H или V V , вы можете найти другие необходимые размеры из: Для горизонтального хвоста: S H = V H x S W x m.a.c. / L H ; Д В = В В x S Ш x м.перем. ток / S H Для вертикального оперения: S V = V V x S W X b / L V ; L V = V V x S W x b / S V

Ниже приведен эскиз того, как определить среднюю аэродинамическую хорду (м.д.с.) и положение аэродинамического центра (переменного тока) графическими средствами. Хотя результаты приблизительны, они считается достаточно точным для обсуждаемых здесь целей.

В заключение позвольте мне перечислить пару старых инженерных бромидов.(1) Легко сконструировать хвост, который слишком маленький. Трудно спроектировать слишком большой. (2) Большие хвосты удобнее, чем маленькие. Подсказка: тяжесть в хвосте часто можно вылечить, просто добавив горизонтальную область хвоста. Добавление его путем увеличения размаха хвоста более эффективно, чем добавление где-либо еще, потому что хвост Соотношение сторон увеличивается, что делает его более эффективным.

Влияние горизонтального расположения хвостового оперения и модификации крыла на высокоскоростную устойчивость и характеристики управления 01.Модель самолета McDonnell XF2H-1 в масштабе 17 (TED No, NACA DE336)

PDF-версия также доступна для скачивания.

Кто

Люди и организации, связанные либо с созданием этого отчета, либо с его содержанием.

Какие

Описательная информация, помогающая идентифицировать этот отчет.Перейдите по ссылкам ниже, чтобы найти похожие предметы в Электронной библиотеке.

Когда

Даты и периоды времени, связанные с этим отчетом.

Статистика использования

Когда последний раз использовался этот отчет?

Взаимодействовать с этим отчетом

Вот несколько советов, что делать дальше.

PDF-версия также доступна для скачивания.

Ссылки, права, повторное использование

Международная структура взаимодействия изображений

Распечатать / Поделиться


Печать
Электронная почта
Твиттер
Facebook
Tumblr
Reddit

Ссылки для роботов

Полезные ссылки в машиночитаемом формате.

Ключ архивных ресурсов (ARK)

Международная структура взаимодействия изображений (IIIF)

Форматы метаданных

Изображений

URL

Статистика

Эмерсон, Гораций Ф.И Аксельсон, Джон А. Влияние горизонтального оперения и модификации крыла на высокоскоростную устойчивость и управляемость модели самолета McDonnell XF2H-1 в масштабе 01.17 (TED No, NACA DE336), отчет, 14 октября 1949 г .; (https://digital.library.unt.edu/ark:/67531/metadc65437/: по состоянию на 7 июня 2021 г.), Библиотеки Университета Северного Техаса, Цифровая библиотека UNT, https://digital.library.unt.edu; кредитование Департамента государственных документов библиотек ЕНТ.

Конструкции хвостовиков

Определение: Различные варианты расположения горизонтальных и вертикальных стабилизирующих поверхностей в задней части самолета.
Значение: Конструкция хвостового оперения самолета важна, потому что она стабилизирует и управляет самолетом как при движении вверх и вниз по тангажу, так и из стороны в сторону при движении по рысканью.

Части хвоста самолета

Хвостовая часть самолета называется разными именами, например, «хвостовое оперение» и «стабилизатор».Предпочтительным термином является «стабилизатор», поскольку он, по крайней мере, частично описывает функцию компонента. Однако стабилизатор обеспечивает не только устойчивость, но и некоторую управляемость самолета.
Хвостовая часть самолета предназначена для обеспечения устойчивости и управления самолетом по тангажу и рысканью. Существует множество различных форм хвостового оперения самолета, отвечающего этим двойным требованиям устойчивости и управляемости. Большинство хвостовых оперений имеют горизонтальное крыло и одну или несколько вертикальных или почти вертикальных структур.На практике эти конструкции идентифицируются как горизонтальные и вертикальные стабилизаторы, хотя некоторые конструкции не подходят под такое описание.
Множество типов конструкции хвостового оперения самолета включают, , но никоим образом не ограничиваются, обычное, T-образное, крестообразное, двойное, тройное, V-образное, перевернутое V-образное хвостовое оперение, перевернутое Y-образное оперение. — хвостовое, сдвоенное, двухстворчатое, высокопрочное и многоплоскостное хвостовое оперение.


Стандартная конструкция хвостовика

Обычная конструкция хвоста является наиболее распространенной формой. Он имеет один вертикальный стабилизатор, расположенный в конической хвостовой части фюзеляжа, и один горизонтальный стабилизатор, разделенный на две части, по одной с каждой стороны вертикального стабилизатора. Для многих самолетов обычная компоновка обеспечивает адекватную устойчивость и управляемость при минимальном весе конструкции. Около трех четвертей эксплуатируемых сегодня самолетов, в том числе Airbus A300, Boeing 777 и 747 и Beech Bonanza A-36, используют эту схему.

Т-образный хвост

В конструкции с Т-образным хвостовым оперением, — обычном варианте обычного оперения, горизонтальный стабилизатор расположен в верхней части вертикального стабилизатора.Горизонтальный стабилизатор находится над потоком воздушного винта или опорой пропеллера и следом крыла. Поскольку горизонтальный стабилизатор более эффективен, его можно сделать как меньше, так и легче. Размещение горизонтального стабилизатора поверх вертикального стабилизатора также может сделать вертикальный стабилизатор более аэродинамически эффективным. Сделав вертикальный стабилизатор более эффективным, можно уменьшить его размер. Однако горизонтальный стабилизатор в компоновке с Т-образным хвостовым оперением создает изгибающую и скручивающую нагрузку на вертикальный стабилизатор, что требует более прочной и, следовательно, более тяжелой конструкции.Эти нагрузки избегаются в традиционной конструкции. Также существует вероятность того, что при большом угле тангажа, обычно связанном с посадкой самолета, горизонтальный стабилизатор Т-образного хвоста будет погружен в более медленный и более турбулентный поток следа от крыла. В некоторых случаях можно серьезно нарушить функцию управления горизонтальным оперением. Тем не менее, T-образный хвост является вторым по распространенности после обычного хвостового оперения.
Оба основных американских производителя транспортных самолетов, Boeing и McDonnell-Douglas, используют Т-образное хвостовое оперение.Боинг 727 с тремя двигателями, установленными на фюзеляже, имеет Т-образное хвостовое оперение, как и варианты McDonnell Douglas MD-90, ранее называвшиеся Douglas DC-9. К другим самолетам с Т-образным хвостовым оперением относятся Lockheed C-5A, Gates Lear-jets 23 и 35A, Cessna Citation CJ1, Piper Lance II и Beech Skipper 77.

Крестообразно-хвостовая конструкция

Крестообразное хвостовое оперение — очевидный компромисс между традиционным и Т-образным хвостовиком. В крестообразной конструкции горизонтальный стабилизатор частично перемещается вверх по вертикальному стабилизатору.В этом положении горизонтальный стабилизатор перемещается вверх и в сторону от струи выхлопа и следа крыла. Поднятие горизонтального стабилизатора также подвергает нижнюю часть вертикального стабилизатора, а также руль направления беспрепятственному потоку воздуха. Бесперебойный поток воздуха на руле направления важен, особенно при восстановлении после вращения. Военным образцом крестообразного оперения является североамериканский сверхзвуковой бомбардировщик RockwellB-1B. К другим самолетам с крестообразным оперением относятся Dessault Falcon 100 и Commander.

Конструкция с двумя хвостовиками

Конструкция с двойным оперением, , в которой два вертикальных стабилизатора размещены на концах горизонтальных стабилизаторов, одно время была довольно распространена на больших летающих лодках и двухмоторных винтовых бомбардировщиках, таких как North AmericanB-25. . В некоторых случаях такое расположение является привлекательным, поскольку оно помещает вертикальные стабилизаторы в опорную стойку гребных винтов, установленных на крыле. В результате сохраняется хорошее управление направлением движения при работе на малой скорости.Расположение двух вертикальных стабилизаторов на концах горизонтальных стабилизаторов позволяет получить горизонтальный стабилизатор меньшего размера, более легкий и более аэродинамически эффективный. Однако общий вес самолета с двойным оперением больше, чем у самолета с одинарным оперением с обычным оперением.
Двойное оперение является частью конструкции штурмовика Republic Fairchild A-10, , в котором два реактивных двигателя установлены в задней части фюзеляжа.Если смотреть на этот самолет сзади и немного в обе стороны, выхлопные газы двигателей, заблокированные вертикальным стабилизатором, не так хорошо видны. Если ракета с тепловым наведением запускается по удаляющемуся или убегающему А-10, основной источник тепла — выхлопные газы двигателя — по крайней мере частично блокируется вертикальным стабилизатором.
Ercoupe, частный легкий самолет, разработанный в конце 1940-х годов и все еще используемый в небольших аэропортах, использует двойное оперение, чтобы вертикальный стабилизатор не попадал в след от фюзеляжа и стыка крыла и фюзеляжа.Ercoupe уникален тем, что это единственный коммерческий легкий самолет, когда-либо созданный с двойным хвостовым оперением. Другие суда, использующие конструкцию с двойным хвостом, включают Consolidated B-24, Short Skyvan и летающую лодку Martin PBM Mariner.

Тройной хвостовик

Конструкция с тройным оперением, с двумя вертикальными стабилизаторами, размещенными на концах горизонтальных стабилизаторов и одним, установленным на фюзеляже, является привлекательной, когда высота вертикального стабилизатора должна соответствовать определенным ограничениям, таким как высота двери ангара.Несомненно, это было важным соображением при проектировании Lockheed Constellation, одного из самых значительных пассажирских самолетов конца 1940-х годов. Другой известный пример конструкции с тройным хвостом — Grumman E-2 Hawkeye.

V-образный хвостовик

V-образный хвост, , иногда называемый «хвостом-бабочкой», имел ограниченное применение в конструкции самолетов, наиболее значительным из которых был Beech Company в создании Beech-craft Bonanza V-35.Ясно, что обычное определение горизонтальных и вертикальных стабилизаторов неприменимо к V-образному хвосту. Предполагаемое преимущество конструкции V-образного оперения состоит в том, что две поверхности могут выполнять ту же функцию, что и три, требуемые в обычном оперении и его вариантах. Удаление одной поверхности уменьшило бы сопротивление поверхностей хвостового оперения, а также вес хвостовой части. Однако исследования в аэродинамической трубе, проведенные Национальным консультативным комитетом по аэронавтике (NACA), показали, что для того, чтобы V-образный хвост достиг той же степени устойчивости, что и обычный хвост, площадь V-образного хвоста должна быть примерно такого же размера. обычного хвоста.

Другой недостаток V-образного оперения связан с поворотом самолета. Чтобы повернуть налево, например, пилот нажимает на левую педаль руля направления и кренит самолет левым крылом вниз. В самолетах с V-образным хвостовым оперением правая сторона V-образного хвоста (если смотреть сзади) отклоняется вверх, а левая поверхность отклоняется вниз. Такое расположение смещает нос влево, но также заставляет самолет откатываться от поворота. Хотя эта тенденция к крену преодолевается за счет управления крылом, обеспечиваемого элеронами, ясно, что одно управление самолетом дает вторичный эффект, который противодействует первичному эффекту другого управления.Этот вторичный эффект противодействия основной цели другого контроля называется неблагоприятной связью. Неблагоприятное сцепление — одна из причин того, что в самой последней конструкции Bonanza, A-36, используется обычное оперение.
Нежелательного перекатывающего движения, вызванного V-образным хвостом, можно избежать, перевернув хвост бабочки. Однако, за исключением нескольких небольших самодельных самолетов-планеров, этой конструкции удалось избежать из-за проблем с дорожным просветом.

Конструкция с перевернутым Y-образным хвостовиком

Перевернутый хвост Y на самом деле является обычным хвостом с заметным свесом к горизонтальным стабилизаторам .Другими словами, внешние концы горизонтальных стабилизаторов ниже, чем концы, прикрепленные к фюзеляжу. F-4 Phantom, изначально являвшийся опорой компании McDonnell, использовал перевернутый Y-образный хвост, чтобы не допускать попадания горизонтальных поверхностей в след крыла при больших углах атаки. Интересно отметить, что наконечники горизонтальных стабилизаторов на первом истребителе McDonnell Navy, F-2H Banshee, были сильно загнуты вверх.

Двухстворчатая конструкция

Двойное хвостовое оперение — особенность различных истребителей завоевания превосходства в воздухе, используемых как U.S. Navy (F-14 Tomcat) и Корпус морской пехоты США (F / A-18 Hornet). Хотя конструкции F-14 и F / A-18 внешне похожи, они также имеют важные различия. Угол наклона вертикального стабилизатора F-14 более выражен, чем у F-18, настолько, что он приближается к углу наклона V-образного оперения модели Beech V-35 Bonanza. Двойное оперение с двумя вертикальными стабилизаторами более эффективно, чем обычное одинарное оперение той же высоты.

Конструкция хвостовика стрелы

Хвостовая часть стрелы используется, когда фюзеляж самолета не доходит до горизонтального стабилизатора полностью. Как в истребителе Lockheed P-38 Lightning времен Второй мировой войны, так и в грузовом самолете Fairchild C-119 двигатели были установлены на стрелах. В случае C-119 двойная стрела обеспечивала легкий доступ к задней части фюзеляжа для загрузки и удаления груза. Двойная стрела также использовалась для самолетов с двигателями, установленными в фюзеляже, с одним двигателем, известным как тягач, в носовой части самолета и одним двигателем, известным как толкатель, в задней части самолета. Поскольку тяга обоих двигателей направлена ​​вдоль осевой линии самолета, при такой компоновке гораздо легче компенсировать потерю одного двигателя, чем при установке двигателя на крыле.И Cessna Skymaster, и новый Adam 309 имеют двигатели, установленные на фюзеляже. В случае Adam 309 горизонтальный стабилизатор приподнят, чтобы избежать следа гребного винта от толкающего или установленного сзади двигателя.

Многоплоскостная конструкция хвостовика

Наконец, устаревшая многоплановая конструкция оперения имеет два или более горизонтальных стабилизатора. Эта компоновка широко использовалась при бомбардировке самолетов времен Первой мировой войны и даже в нескольких первых британских пассажирских и грузовых самолетах.Это можно снова увидеть на недавно построенной копии самолета Vickers Vimy.

Синонимы и антонимы к слову горизонтальный хвост

antonym.com

  • synonym.com

  • Слово дня: букару
  • Популярные запросы 🔥

    навес отрицательное влияние творческий эстетический телугу смысл привлекательный белый человек все знают гомофобный вызов хищник обнаруживать более вероятно характерная черта хорошо в первый раз некоторый центр невидимый гипертекст потенциал душевное здоровье вмешательство важный фокус мантра гуджарати помощь дезинфицировать радоваться технология нестандартное мышление помощь инвазивный определять уязвимость детерминант глубокое понимание доступность миазмы мозговой штурм честный патриархальный любовь

1.горизонтальный хвост

существительное. В горизонтальный стабилизатор а также лифт в в хвост сборка из ан самолет.

Антонимы

фронт начало середина глава лицевой

Синонимы

хвостовой оперение горизонтальный стабилизатор оперение

Избранные игры

2.горизонтальный

прилагательное. (ˌHɔrəˈzɑːntəl) Параллельный к или же в в самолет из в горизонт или же а база линия.

Антонимы

вертикальный склонный вкусный яркий квалифицированный модулированный неровный

Синонимы

плоский крест-накрест плавание ориентация уровень

3.горизонтальный

существительное. (ˌHɔrəˈzɑːntəl) Что-нибудь что является ориентированный по горизонтали.

Антонимы

одномерный стимулирующий

Синонимы

ориентация

4.высокий хвост

глагол. Спасаться бегством в полный скорость.

Антонимы

оставаться на месте увеличивать сухая муха мокрая муха

Синонимы

полететь летать

5.хвост

существительное. (ˈTeɪl) В задний часть из в тело из а позвоночное животное особенно когда удлиненный а также расширение вне в сундук или же основной часть из в тело.

Антонимы

стоять ложь естественная возвышенность вершина боковая сторона скучать Лучший

Синонимы

погремушка скутать бобтейл отросток придаток

Этимология

хвост (английский)

хвост (среднеанглийский (1100-1500))

6.хвост

существительное. (ˈTeɪl) В время из в последний часть из что-нибудь.

Антонимы

начало середина стоять на месте фауна грязный

Синонимы

хвост окончание конец

Этимология

хвост (английский)

хвост (среднеанглийский (1100-1500))

7.хвост

существительное. (ˈTeɪl) Любой проекция что напоминает в хвост из ан животное.

Антонимы

окончание расстыковывать выход

Синонимы

хвост

Этимология

хвост (английский)

хвост (среднеанглийский (1100-1500))

8.хвост

существительное. (ˈTeɪl) В мясистый часть из в человек тело что ты сидеть на.

Антонимы

передний предшествующий прокат безмятежный изысканный снисходительный нетребовательный

Синонимы

булочки зад натс хвост жопа

Этимология

хвост (английский)

хвост (среднеанглийский (1100-1500))

9.хвост

существительное. (ˈTeɪl) А шпион нанятый к следить кто-то а также отчет их движения.

Антонимы

рабочий Работа начальство acaudate Осень

Синонимы

Shadower шпион тень

Этимология

хвост (английский)

хвост (среднеанглийский (1100-1500))

10.хвост

глагол. (ˈTeɪl) Удалять в стебель из фрукты или же ягоды.

Антонимы

раскрыть снижаться необратимый процесс

Синонимы

ущипнуть

Этимология

хвост (английский)

хвост (среднеанглийский (1100-1500))

Популярные запросы 🔥

навес отрицательное влияние творческий эстетический телугу смысл привлекательный белый человек все знают гомофобный вызов хищник обнаруживать более вероятно характерная черта хорошо в первый раз некоторый центр невидимый гипертекст потенциал душевное здоровье вмешательство важный фокус мантра гуджарати помощь дезинфицировать радоваться технология нестандартное мышление помощь инвазивный определять уязвимость детерминант глубокое понимание доступность миазмы мозговой штурм честный патриархальный любовь

×

  • Условия эксплуатации
  • Политика конфиденциальности
  • Политика авторских прав
  • Отказ от ответственности
  • CA не продавать мою личную информацию

Оптимизация многоцелевого горизонтального стабилизатора с использованием генетического алгоритма


Оптимизация многоцелевого горизонтального стабилизатора с использованием генетического алгоритма

  • Представлено на форуме 74
  • 8 страниц
  • Артикул: 74-2018-1300
  • Ваша цена: 30 долларов.00
  • Присоединяйтесь или войдите, чтобы получить Членская цена $ 15.00!

Оптимизация многоцелевого горизонтального стабилизатора с использованием генетического алгоритма

Авторы / Детали: Kaan? Ansal, Göktu? Кочак, Волкан Каргин, Turkish Aerospace Industries, Inc.


Аннотация
Многоцелевая оптимизация горизонтального оперения обычного винтокрылого вертолета достигается с помощью генетического алгоритма, который сочетается с комплексными инструментами анализа, Flightlab и собственным инструментом моделирования винтокрылых машин TAI Originated Rotorcraft Simulation (TOROS). На основе генетического алгоритма сконструировано хвостовое оперение, улучшающее статические характеристики продольной устойчивости вертолета при авторотации, а также его характеристики продольной динамической устойчивости на высоких скоростях.Другой целью оптимизации является минимизация изменения угла тангажа при переходе к прямому полету при сохранении угла тангажа близким к нулю на скорости 140 узлов в крейсерском режиме. Это исследование демонстрирует структуру оптимизации горизонтального стабилизатора по его аэродинамическим характеристикам подъемной силы, которые можно изменить либо путем введения закрылков и / или предкрылков для изменения подъемных характеристик, генераторов вихрей (турбулизаторов) для отсрочки отрыва потока или просто путем изменения угла падения. Путем решения многоцелевой задачи оптимизации цель этого исследования состоит в том, чтобы найти оптимальный наклон кривой подъемной силы, угол падения и размер горизонтального стабилизатора, который удовлетворяет требованиям вертолета к характеристикам и управляемым характеристикам.Было замечено, что всегда есть некоторые компромиссы между оптимальными вариантами конструкции в Pareto Front, и поэтому выбор оптимальной конфигурации горизонтального оперения во многом зависит от этих требований. Это исследование показывает, что многоцелевую оптимизацию можно использовать в качестве инструмента проектирования для замены человеческих усилий до или во время летных испытаний путем настройки аэродинамической конфигурации и размера горизонтального оперения.

Моделирование аэродинамических нестационарных нагрузок на горизонтальное хвостовое оперение гражданского самолета

Во время полета ситуации аварийного снижения являются частью тех экстремальных условий, которые могут привести к вибрации оперения самолета.Эти колебания в основном возникают из-за отрывного потока на верхней поверхности конструкции, который увеличивает колебания давления на оперении, иногда приводя к вибрации. Эта ситуация может вызвать усталость конструкции и может вызвать ограничения при сертификации и проектировании конструкции. Следовательно, необходимо точное прогнозирование нестационарных нагрузок, чтобы учесть эти силы на ранней стадии проектирования оперения. В этой статье представлен новый подход к точному моделированию нестационарных аэродинамических нагрузок, возникающих в результате взаимодействия между горизонтальным оперением и следом крыла.Метод основан на методе когерентности и сравнивается с методом, разработанным Сумийоном [2], основанным на методе корреляции. Результаты, полученные с помощью этой новой модели, хорошо согласуются с экспериментальными данными.

Информация:

На эту статью нет ссылок.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *

2019 © Все права защищены. Карта сайта