S3 Si S

goynhwvg пс/змои

C5 ОС) to Jf-

C) cr cS-

- s- S О

i; s Ч 5 H 2

ft О С m С

Ч 5 я

у ч S к

§ e g

о. й ч 2 к а 2

ста

s< о so Й

S-O о я

S a; о;

л ею

m 3 о

3 S я

I 5ё

a S £

0,

X & 5

в с J.

a. n <u * о я

e IP

я a: n

s s S

S с s о.

m я

S = .

Ч s I 00

OQ о

II Ч и

в = S X

о Й S =

о v a; л

M о Ч

я 3 о :i с

с с о к а °

я о -

5 i я

(Я я* (J

я <и о сек 1Й

О К э-

га Q, о S о; ш

3 Й S o S

Сдал

О йй О К С

S >.

S я

(U К Н

= К

5 S г

я S S я о

5 о 5 =

7 С. М. Егер и др

На скоростных самолетах с необратимыми бустер-ными системами управления потребные характеристики управляемости обеспечиваются, как правило, автоматизацией системы управления и искусственным формированием этих характеристик (см. гл. 18).

Одной из задач аэродинамической компоновки самолета нормальной схемы является выбор положения горизонтального оперения по высоте.

Как известно, в полете за крылом образуется зона заторможенного и скошенного потока. Скоростной напор и углы атаки горизонтального оперения определяются параметрами этого потока: коэффициентом торможения г.о = Умести/? И углом скоса потока е, которые зависят от взаимного расположения крыла и оперения, а также от режима полета (рис. 8.8).

При попадании горизонтального оперения в зону сильного торможения и неблагоприятного скоса потока характер аэродинамических сил на горизонтальном оперении при изменении угла атаки крыла может существенно измениться, и самолет может потерять статическую устойчивость по перегрузке (при увеличении угла атаки крыла продольный пикирующий момент вместо увеличения начнет уменьшаться или даже изменится на кабрирующий). Это наглядно показано на рис. 8.9.

У самолетов с крылом малых удлинений и достаточно длинной хвостовой частью фюзеляжа (сверхзвуковые самолеты) зона максимальных скосов у хвостовой части фюзеляжа, где располагается оперение, как правило, смещается вверх. Поэтому у таких самолетов горизонтальное оперение размещается на фюзеляже (рис. 8.10).

У сверхзвуковых самолетов всех типов можно располагать горизонтальное оперение ниже линии продолжения бортовой хорды крыла, у нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа.

Для дозвуковых самолетов с относительно небольшими скоростями полета (У < 800 км/ч) и сравнительно длинными хвостовыми частями фюзеляжа (Lp.o = 2,7 ... 3,0) можно рекомендовать устанавливать горизонтальное оперение с выносом вверх на величину к.о = (0,15 ... 0,20) Ьдорт, где Ьдорт - величина хорды крыла у борта фюзеляжа.

Особо следует остановиться на самолетах, у которых вследствие их компоновочных особенностей (например, при расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа) приходится предусматривать верхнее расположение горизонтального оперения на

Устойчивость

HeycmouwSocmb по перегрузке (т!>0)

Рис. 8.9. Влияние высоты расположения горизонтального оперения на характер протекания зависимостей /п = / (Су)

Рис. 8.10. Характер изменения по высоте величины скоса потока е н выбор месторасположения горизонтального оперения:

а - за стреловидным крылом среднего удлинения самолета с коротким фюзеляжем (ГО вверху); б ~ за крылом малого удлинения самолета со сравнительно длинным фюзеля

жем <ГО внизу)

киле (Т-образное оперение). При превышении допустимых значений углов атаки возможно попадание таких самолетов в режим глубокого срыва, в результате которого самолет как бы зависает на большом угле атаки, не имея возможности уменьшить его, начинает терять скорость и сваливается. Суи;ность явления заключается в том, что при случайном превышении допустимых значений угла атаки (например, при сильном вертикальном порыве), спутная струя сорванного с крыла и сильно заторможенного потока поднимается вверх и охватывает оперение. При этом скос потока на оперении изменяется таким образом, что появляется дополнительный момент на кабрирование, вызываюи;ий дальнейшее увеличение угла атаки. Так как оперение находится в сильно заторможенном потоке, то эффективность рулей высоты, даже при полном отклонении их вниз, может оказаться недостаточной для преодоления возникаюш,его момента на кабрирование.

Характер протекания зависимости = / (а) для самолета с Т-образным оперением показан на рис. 8.11.

У самолетов с низкорасположенным горизонтальным оперением (пунктир на рис. 8.11) после возникновения срыва на крыле и ухода вверх спутной струи скос потока в зоне горизонтального оперения уменьшается. Это вызывает появление пикируюш,его момента, способствуюш,его переводу самолета на меньшие углы атаки, тем более, что рули высоты не находятся в сильно заторможенном потоке и сохраняют свою эффективность.

Чтобы предупредить возможность попадания самолета с Т-образным оперением в режим глубокого срыва, в системах продольного управления обычно предусматривают специальные автоматические сигнализаторы подхода к опасному режиму (например, тряска штурвала).

Устранению развития глубокого срыва способствует увеличение удлинения горизонтального оперения (Vo) с тем, чтобы концы этого оперения выходили как можно больше из зоны воздушного потока, сорванного гондолами двигателей и увеличивающего торможение потока, обтекающего горизонтальное оперение.

У самолета, спроектированного по схеме утка , расположенное впереди горизонтальное оперение находится практически в невозмущенном потоке, и для него можно принимать fe.o = 1 и

8.1.5. Выбор параметров вертикального оперения и поперечного V крыла

Для обеспечения необходимых характеристик боковой устойчивости и управляемости самолета без применения средств автоматизации управления при выбранных основных параметрах крыла у конструктора остается возможность соответствующего выбора коэффициента статического момента вертикального оперения Лв. о = Sb. о-в. о/(SO и угла поперечного V крыла, так как изменение этих параметров оказывает наиболее существенное влияние на изменение производных т, Шу и шу,. в наибольшей степени определяющих характеристики боковой устойчивости и управляемости.

Для нескоростных самолетов с безбустерными и неавтоматизированными системами управления выбор параметров вертикального оперения, угла поперечного V крыла, а также эффективности органов путевого и поперечного управления обусловливается следующими основными требованиями:

, определяющий соотношение угло-

1) показатель и = 1<

I й>(/ шах I

вых скоростей крена и рыскания в развитии бокового движения, должен лежать в определенных пределах. При больших значениях X самолет в полете на возмущения отвечает раскачкой с крыла на крыло; при малых значениях и проявляется склонность к спиральной неустойчивости (сверхзвуковые самолеты без автоматизации управления имели бы значения х? 10 и более);

2) степень затухания боковых короткопериодических колебаний должна быть достаточной;

3) запаздывание реакции самолета на отклонение рычагов управления не должно превышать допустимых пределов;

4) возможность балансировки и достаточная боковая управляемость самолета при посадке с заданным боковым ветром и при взлете с односторонним отказом двигателя (т. е. при неполной и несимметричной тяге у многодвигательного самолета) должны быть обеспечены;

5) эффективность органов поперечного и путевого управления должна быть достаточной для выполнения заданных маневров на 196

всех возможных режимах полета и для надежного вывода самолета из штопора;

6) спиральное движение самолета не должно иметь сильно выраженной неустойчивости (ограничивается допустимое время удвоения отклонения параметров от исходных значений в спиральном движении).

Для скоростных самолетов с бустерными системами управления выполнение пунктов 1,2 и 6, как правило, обеспечивается применением специальных автоматических систем, независимо от летчика воздействующих на органы управления (демпферов рыскания и автоматов скольжения).

Выбор параметров вертикального оперения и эффективности органов путевого управления (руля направления) при проектировании самолета осуществляется путем последовательных приближений с применением метода граничных линий. Эти линии после завершения предварительной компоновки и определения аэродинамических характеристик (например, производной а.о = cL. о) и плеча Lb. о вертикального оперения строятся в координатах Sb.о - Чили Пр,л - as,о (где на дозвуковых скоростях коэффициент эффективности руля направления р. н 1/Sp.h/Sb. о)-

Применение метода граничных линий можно показать на примере определения выбора значений коэффициентов Лв.о

и /Тр. н

ИЗ условий обеспечения балансировки самолета при одностороннем отказе двигателя на взлете и при посадке с боковым ветром, а также из условия обеспечения приемлемой величины показателя и в боковом движении.

Режим посадки с боковым ветром выбирается как один из основных расчетных случаев при выборе степени поперечной статической устойчивости самолета . Угол скольжения в этих условиях определяется задаваемой в требованиях к самолету величиной максимальной скорости бокового ветра Wmax. при которой должна обеспечиваться посадка (р

max niaj{/noc)-

Из уравнения равновесия боковых сил и моментов в прямолинейном полете со скольжением можно получить условия для построения линии, ограничивающей область выбора Лв.о и р.н-

(8.14)

y б. в. о

а в. о (1 - Яр. нбн/Ршах) где бн = 0,8бнтах-

При одностороннем отказе двигателя при взлете (на самолете с несколькими двигателями, разнесенными от оси симметрии) создается разворачивающий момент от несимметричной тяги Му. Этот момент получается наибольшим, когда двигатели работают на взлетном режиме. Этот режим также является определяющим для выбора геометрических параметров вертикального оперения и эффективности руля направления, поскольку эти органы должны обеспечить уравновешивание момента несимметричности тяги при