j/tpaSyc

-0,008 -0,001,

формы оперения, его удлинения \ стреловидности х. сужения т], формы и относительной толщины профилей с, площади и относительной хорды расположенных на оперении рулей S., 5р. ,

0,6 0,8 1,0 1,г l,it м

Величина максималь-

Рис. 17.2. Сравнение изменения эффективности руля высоты nfie

И цельноповоротного управляемого стабилизатора тв по числам

М полета при одинаковых размерах оперения

НЫХ моментов управления зависит также от величины максимально возможных углов отклонения рулей, например, Кг.о)упр шах

т/бвтах-

Таким образом, после выбора схемы самолета, размещения поверхностей оперения и определения потребных значений его относительных параметров в задачу непосредственного проектирования оперения входят: выбор его оптимальной формы, опреде-. ление геометрических размеров, определение действующих нагрузок, проектирование конструктивно-силовой схемы и схемы увязки ее с силовыми элементами фюзеляжа, предварительный расчет массы оперения и учет влияния оперения на центровку самолета.

17.2. ВЫБОР ФОРМЫ ОПЕРЕНИЯ

Как следует из выражений (17.1) и (17.2), эффективность оперения и расположенных на нем рулевых поверхностей зависит не только от площадей оперения Son и расстояний от центров давлений оперения до центра масс самолета (так называемых плеч оперений Lon), но и от его аэродинамических характеристик.

Важнейшими из этих характеристик являются производная подъемной силы горизонтального оперения по его углу атаки а. о = = сг-о и производная боковой силы на вертикальном оперении по углу скольжения Св, о = cL. о- Эти производные в значительной степени зависят от геометрических параметров оперения

Ч. X. с)оп- Выбор формы в плане и профиля оперения в известной мере зависит от выбранной формы и толщины профиля крыла. В настоящее время наиболее часто применяется трапециевидная прямая и стреловидная форма оперения, иногда - треугольная.

На околозвуковых и сверхзвуковых самолетах, проектируемых по нормальной схеме, чаще всего применяют стреловидное оперение. Такая форма оперения позволяет получить достаточно высокие значения М р т. при сравнительно небольшом приросте сопротивления, высокие значения коэффициента а, = с го (вследствие относительно большого удлинения), а также позволяет несколько увеличить величину плеча, расположенного сзади

Рис. 17.3. Схема для определения 5,0 геометрических параметров оперения:

а - изменение параметров горизонтального оперения при увели- 2,0 ченни его стреловидности (двойной штриховкой показана фюзеляжная часть оперения .ф! поточная площадь оперения S, о.цот

- г. о г. о. ф-

1,5 2,0 \б.о

- параметры вертикального оперения; в - зависимость эффективного удлинения вертикального опере- а ,.. о иоспк и5я ;в оэ от истинного удлинения ;в - *°Р ~ САХр с,: 3 - бортовая нервюра крыла; Хр о= г. о/г. °

- в. о/ в. о

в. о -

оперения, благодаря сдвигу назад концевой части его поверхности (рис. 17.3, а).

При выборе угла стреловидности оперения Хоп. Удлинения Яоп и относительной толщины профилей оперения Соп необходимо стремиться обеспечить достаточную э({)фективность оперения при всех возможных углах атаки крыла, а также обеспечить при околозвуковых скоростях MjjpnT. on > Мкрит. кр- Поэтому ДЛЯ оперения, как правило, выбирают симметричные профили с относительной толщиной несколько меньшей, чем принятая для профилей крыла, небольшое удлинение и больший угол стреловидности.

Относительная толщина профилей оперения для нескоростных самолетов с нестреловидными крыльями и оперением принимается в пределах Соп = Ю ... 12 %. Для скоростных самолетов со стреловидным оперением эта толщина принимается на 1 ... 2 %, меньше, чем относительная толщина профилей крыла, и составляет, как правило, = 5 ... 6 % (хорды замеряются по потоку). Если для сверхзвукового самолета применено нестреловидное оперение, то достаточно высокие значения М р т обеспечиваются небольшим удлинением (Яп = 1 2) и очень малой относительной толщиной профилей (Соп = 3 ... 4 %). Приблизительно такая же относительная толщина профилей (соп = 4 ... 5 %) принимается и для треугольных оперений.

Достаточно существенное влияние на повыщение значений Мр профилей и, следовательно, всего оперения оказывает положение максимальной толщины профиля по длине его хорды [х = = xjb). Наибольщее значение Мр. имеют профили, у которых максимальная толщина приходится приблизительно на середину хорды {Хс - 40 ... 50 %). Именно такие профили выбираются для оперения.

Для повыщения эффективности оперения и расположенных у его задних кромок органов управления особенно при около-и сверхзвуковых скоростях полета довольно существенное значение имеет такая модификация профилей, при которой умень-щается угол схода линий, образующих хвостовую часть профиля (рис. 17.4). С этой целью профили оперения нередко модифицируются таким образом, чтобы дугообразные образующие хвостовой части профиля были заменены прямыми (показано вверху на рис. 17.4).

На самолетах с большими сверхзвуковыми и особенно гиперзвуковыми скоростями для повыщения эффективности оперения профили его иногда даже делают с тупыми задними кромками (как, например, элевоны на щведском самолете SAAB-35) или клиновидными (как, например, профили вертикального оперения на экспериментальном гиперзвуковом самолете Норт-Амери-кен Х-15).

При выборе стреловидности оперения околозвуковых самолетов для выполнения условия Mj,p t. on > Мкрит. кр можно использовать следующие эмпирические выражения для определения Мкр т оперения:

о 0,2 0,1 0,6 0,8\Jl,0 ;,2 1,1, М

Рнс. 17.4. Изменение эффективности руля в завнснмостн от чисел М прн различных углах схода профиля у задней кромки О:

Вверху справа пунктиром показана модификация профиля для уменьшения угла сходе 464

где Хоп - угол стреловидности оперения по линии фокусов (приближенно можно считать по линии 1/4 хорд профилей), а Мирит, проф определяется по формуле

Мкрит. проф 1 V оп 3,2СопСу оп

значения Суоп в которой принимаются соответствующими тем режимам полета, для которых определялись значения М.рит для крыла.

Для сверхзвуковых самолетов обычно стараются получить дозвуковую переднюю кромку оперения, т. е. кромку, лежащую внутри конуса возмущений. Это условие выполняется при > > arcsin ~-. Практически угол стреловидности оперения обыч-но превышает угол стреловидности крыла на 3 ... 5 .

Выбор удлинения % и сужения rj горизонтального и вертикального оперений осуществляется с учетом влияния этих параметров на массу конструкции и эффективность оперения.

При увеличении удлинения эффективность оперения возрастает как вследствие увеличения й, = с г-о (рис. 17.5, а), так и за счет уменьшения части площади оперения, находящейся в спутной струе заторможенного потока (рис. 17.5, б). Вследствие этого при увеличении удлинения оперения его площадь, потреб-

OgJ/градус

Рнс. 17.5. Влияние параметров оперения на его эффективность:

а - зависимость производной ар q = = с - о от удлинения оперения при докритическнх числах М (а, .р = ~ Q COS X): б - уменьшение относительной части площади оперения, находящейся в заторможенном потоке, при увеличении удлинения {площади оперения одинаковы); в ~ происхождение оптимального значения удлинения оперения, при котором масса оперения получается наименьшей {при заданной эффективности); /-зависимость, характеризующая увеличение массы конструкции при увеличении удлинения; 2 - зависимость, характеризующая уменьшение массы оперения вследствие уменьшения потребной площади

onopt

ную для создания определенных моментов устойчивости и управляемости, можно уменьшать [см. (17.1) и (17.2)]. При этом, естественно, можно ожидать уменьшения массы конструкции оперения. Однако при увеличении удлинения масса конструкции оперения и узлов его крепления возрастает вследствие увеличения изгибающих и крутящих моментов (при той же величине нагрузки на онерение). Кроме того, при увеличении удлинения оперения существенно увеличивается неблагоприятное влияние упругих деформаций оперения на характеристики устойчивости и управляемости, а также ухудшаются флаттерные характеристики (критическая скорость флаттера уменьшается).

Очевидно, что существует какое-то оптимальное значение opt, при котором масса конструкции получается наименьшей (рис. 17.5, в).

При увеличении сужения оперения масса его конструкции уменьшается благодаря уменьшению изгибающих моментов, но уменьшается также и эффективность части оперения, находящейся в заторможенном потоке. Последнее обстоятельство заставляет увеличивать площадь оперения, что, естественно, приводит к увеличению его массы. Отсюда вытекает уже приводившееся выше положение о том, что правильный выбор сочетания параметров оперения, при котором масса его конструкции получается наименьшей, аналогично выбору параметров крыла, может производиться только методом решения задачи оптимизации.

Обработка статистических данных по современным самолетам дает следующие значения удлинения и сужения горизонтального и вертикального оперений:

о = 3,5 ... 4,5 - для нескоростных самолетов с большим удлинением крыла (К > 4.5);

= 2 ... 3 - для скоростных самолетов с малым удлинением крыла;

т]р,о = 2,0 ... 3,5 (для самолетов с треугольной формой оперения Лр.о = оо);

к.0 = 0,8 ... 1,2;

Лв.о = 2,0 ... 3,5 - для самолетов с горизонтальным оперением, расположенным на фюзеляже или на нижней части киля.

При расположении горизонтального оперения на конце киля tJb.o 1, т. е. вертикальное оперение проектируется практически без сужения. Это делается для получения достаточно большой строительной высоты профиля киля у его конца с тем, чтобы обеспечить размещение узлов крепления горизонтального оперения и механизмов управления.

Коэффициент торможения потока для полетных случаев при докритических значениях чисел М приближенно может быть определен по графику (рис. 17.6). Для самолетов с Т-образным оперением для этих случаев можно принимать 0,95.

Рис. 17.6. Приближенная зависимость коэффициентов торможениЯг потока в зоне горизонтального оперения от относительной величины фюзеляжной части оперения (при докритических значениях чисел М)

О 0,0i 0,08 0,!2 0,16 Sg/Sg

Коэффициент = 0° для прямых и стреловидных оперений с относительной толщиной профилей Соп = 8 ... 10 % при докритических числах М полета можно приближенно определять по графикам, приведенным на рис. 17.5, а.

17.3. ВЫБОР ФОРМЫ И ПАРАМЕТРОВ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

Выбор параметров органов управления, расположенных на оперении (рули высоты и направления) и крыле (элероны или элевоны), осуществляется уже на начальной стадии проектирования, так как от этого зависят многие другие этапы проработки проекта. В частности, эффективность руля высоты, зависящая от его параметров, определяет предельную переднюю центровку и выбор параметров горизонтального оперения (см. рис. 8.7).

Выбор параметров органов управления на ранней стадии проектирования необходим также для определения их шарнирных моментов и потребных скоростей отклонения, йоторые являются важнейшими исходными данными для проектирования системы управления.

При выборе параметров органов управления (Sp = Sp/Son, бр = йр/йоп. So. к = So. /Sp) следует учитывать, что с увеличением относительных размеров руля шарнирный момент его возрастает быстрее, чем эффективность.

Отношения mj jmly i = с- jcr- и mjf /mj = = сн jc называют обычно коэффициентами эффективности руля высоты и руля направления и соответственно обозначают Пр. в

При дозвуковых скоростях коэффициенты эффективности рулей определяются приводившимися ранее выражениями: р.

/5р.в/5р.о и /г

К5р.н/5в.о.

При сверхзвуковых скоро-

стях эффективность рулей существенно снижается и выражения для этих коэффициентов приобретают вид п

Sp. J Sb. о-

p. в

Sp. в/ Sp. о

* Для цельноповоротных управляющих поверхнос.тей (стабилизатора или

киля) понятие коэффициент эффективности не теряет свой смысл, так как =

, <Рв Р

I гв. о-