Шарнирный момент руля определяется выражением

Мш = {шшо + /Иш + Шшбр + mix) Spbp, cpq. (17.3)

Для определенных условий полета можно считать, что {то + + m a + тпшбр 4- mt) q = А = const. Тогда Мш = ASpbp, ср-Если учесть, что при Son = const площадь руля может изменяться только за счет изменения его хорды, а размах руля остается постоянным (Sp = /рйр. ср), то УИш = Л/рЙ. ср.

Таким образом, при дозвуковых скоростях эффективность

руля возрастает пропорционально У\, а щарнирный момент - пропорционально йр. ср-

С ростом относительной площади руля Sp =

опоп.ср

loub

= рр. ср вследствие возрастания на нем воздушной нагрузки и шарнирного момента быстро растут усилия, передаваемые с руля на неподвижную часть оперения. Для восприятия этих возрастающих усилий необходимо усиливать конструкцию неподвижных частей оперения (стабилизатора и киля), а это приводит к быстрому увеличению их массы. Поэтому при выборе параметров оперения и относительной площади рулей необходимо сравнить, что целесообразнее в весовом отнощении: некоторое увеличение площади оперения или увеличение площади руля, т. е. необходимо выбирать оптимальные значения Sp.

При проектированци рулей стремятся выполнить условие постоянства относительной хорды руля по размаху оперения (бр = - р/оп = const), так как в противном случае, во-первых, заметно возрастает коэффициент шарнирного момента [точнее, его составляющая тПш - см. выражение (17.3) ], а, во-вторых, полки заднего лонжерона неподвижной части оперения (стабилизатора или киля), к которой крепится руль, получаются с переменными закрученными малками, усложняющими производство.

Для нескоростных самолетов оптимальные относительные площади рулей обычно лежат в пределах S в = 0,3 ... 0,4; S = = 0,35 ... 0,45.

Для современных скоростных (околозвуковых) самолетов оптимальные значения относительных площадей рулей несколько меньше и лежат в пределах Sp = 0,2 ... 0,3 *.

Важным вопросом проектирования органов управления является выбор степени их осевой компенсации (So.k = So. к/Sp).

На небольших нескоростных самолетах с безбустерными системами управления обычно So. = 0,20...0,25 выбирается из

* На самолетах с длинными хвостовыми частями фюзеляжа (и, следовательно, с большими значениями плеч оперений) относительные площади рулей

могут снижаться до значений Sp = 0,10...0,15, как, например, на самолете Боинг В-52.

условия обеспечения необходимых характеристик маневренности и управляемости по усилиям, а также с учетом того факта, что при Sok0,28 наступает перекомпенсация. В продольном управлении, например, выбор степени осевой аэродинамической компенсации руля высоты для этих самолетов определяется допустимыми пределами изменения балансировочных усилий в горизонтальном полете Pp.бал и расхода

lul.O.K

Большая щель

Минимальная щель

Рис. 17.7. Возникновение шарнирного момента перекомпенсации АМш. о. к руля с большой степенью осевой компенсации вследствие выхода его носка в поток при больших углах отклонения (а) и образование конструктивной осевой компенсации рулей скоростных самолетов (б)

усилии на единицу перегрузки Р\у.

Применение необратимых бустерных систем управления (см. гл. 18) обеспечивает возможность уменьшения степени осевой аэродинамической компенсации рулей до так называемой конструктивной (рис. 17.7). Это заметно снижает сопротивление щели между неподвижной частью оперения и рулем (особенно при сверхзвуковых скоростях) и ликвидирует сопротивление выступающей в поток при больщих углах отклонения передней части руля с большой степенью осевой компенсации.

Прирост коэффициентов подъемной силы горизонтального оперения при отклонении руля высоты и коэффициента боковой силы вертикального оперения при отклонении руля направления по мере увеличения углов отклонения постепенно замедляется, а затем падает при появлении срывов потока. Одновременно сильно возрастают шарнирный момент и сопротивление. Поэтому максимальные отклонения рулей ограничиваются. Так, для руля направления эти углы не превышают обычно бншах = ±20...±25°. Определяющими режимами для выбора максимальных значений потребных углов отклонения руля направления являются взлет при одностороннем отказе двигателя и боковом ветре с той же стороны, а также посадка с несимметричной тягой при боковом ветре, т. е. те же режимы, что и для выбора площади вертикального оперения или Лв. о-

Углы отклонения руля высоты вверх (отрицательные по правилу знаков) и вниз (положительные), как правило, делаются

неодинаковыми. Отрицательные углы отклонения (на кабрирова- ние) делаются существенно больше положительных (на пикирование), так как для обеспечения балансировки на больших углах атаки (при полете на малых скоростях или при создании положительной перегрузки во время выполнения маневров) руль высоты должен создавать значительно большие моменты на кабрирование, чем на пикирование. Поэтому максимальные углы отклонения руля высоты вверх обычно лежат в пределах бцтах = = -25...30°, а вниз - в пределах бвх = +15...+20°.

Потребные углы отклонения руля высоты можно определять

с помощью выражения б =--TipiJH

Зависимости = f (а, М) для современных самолетов со стреловидными и треугольными крыльями имеют характерный вид с ложками , показанный на рис. 17.8, а. На этом рисунке отчетливо видно появление на углах атаки порядка 12...15° зоны продольной статической наустойчивости по перегрузке, вызываемой возникновением концевыд срывов на крыле и неблагоприятным изменением скоса потока в зоне горизонтального оперения.

Эти срывы и связанная с ними продольная статическая неустойчивость, как правило, возникают при значениях углов атаки, меньших критического а р т. Однако превышение значений углов атаки, при которых наступает продольная статическая неустойчивость, приводит к тому, что вследствие появляющегося

Вшах

Рис. 17.8. Характер изменения коэффициента продольного момента по углам атаки самолета со стреловидным крылом при различных числах М (а) и соответствующие балансировочные кривые отклонений руля высоты для чисел

М = 0,85 и М > 1 (б):

= ,/п °:---значения т при полном отклонении руля высоты вниз 6 =

В Шэх

= 15°; / - нормируемый запас по моменту на пикирование; ~ минимальный запас по отклонению руля высоты вниз прн М = 0,85

прироста момента на кабрирование самолет начинает самопроизвольно стремиться еще больше увеличить угол атаки (так называемое явление подхвата ) и, если вовремя не вмешается летчик (или автоматическая система ограничения углов атаки), могут быть превышены критические значения угла атаки с последующим сваливанием.

Поэтому для современных скоростных самолетов вводятся ограничения по допустимым углам атаки адоп, обеспечивающие в нормальных условиях эксплуатации самолета с заданной степенью продольной статической устойчивости *. При этом вследствие того, что адоп < крит- несущие свойства крыльев современных самолетов использовать полностью не удается.

Если же при попадании самолета в зону с сильной атмосферной турбулентностью или вследствие ошибки летчика значения адоп будут превышены, то эффективность руля высоты должна обеспечивать возможность создания необходимого момента на пикирование для вывода самолета на безопасные углы атаки а < адоп-Этот режим является определяющим для выбора максимального угла отклонения руля высоты вниз (рис. 17.8, б).

Определяющими режимами для выбора максимальных углов отклонения руля высоты вверх (или цельноповоротного стабилизатора - носком вниз) являются взлет и посадка с предельно передней центровкой для самолетов неманевренных и полет на больших высотах со сверхзвуковыми скоростями - для самолетов маневренных.

Обеспечение необходимой маневренности в вертикальной плоскости, определяемой диапазоном реализуемых значений коэффициента Су, достигается как получением достаточно высоких несущих свойств крыла, так и обеспечением достаточной эффективности органа продольного управления для создания больших балансировочных моментов. Это определяется соотношением

у расп - Су рцсп/Су г. ПУ

(17.4)

значение Су в горизонтальном полете, а

где Суг. п руа

Су расп - располагаемое на данном режиме полета значение Су.

Максимальное значение Су, на котором может быть сбалансирован самолет при полном отклонении органа продольного управления (Суб) легко определяется из уравнения продольных моментов:

При переходе на сверхзвуковые скорости полета продольная статическая устойчивость самолета т /, как правило, возрастает.

(17.5)

* По НЛГС-2 значение доп в этом случае должно быть меньшезначения угла атаки начала потери продольной статической устойчивости на 3°.

а эффективность органов продольного управления (особенно рулей высоты тв) значительно снижается (см. рис. 17.2), что и приводит к тому, что на этих режимах полета насущие способности крыла при маневрах не всегда могут быть полностью использованы. Поэтому, если в ТТТ к самолету предусматривается получение определенной перегрузки на заданных числах М и высотах полета, то при проектировании органов продольного управления из соотношения (17.4) необходимо определить потребные значения Су расп на этих режимах, а затем из (17.5) определить потребное значение или т. Если необходимая эффективность продольного управления рулем высоты тв при этом не обеспечивается, следует применять цельноповоротный стабилизатор, который вследствие существенно более высокой эффективности обеспечивает более полное использование несущих свойств крыла и существенное повышение маневренности самолета (рис. 17.9).

При определении максимального потребного балансировочного угла отклонения руля высоты вверх 8 из уравнения продольных моментов самолета для взлетно-посадочных режимов не следует забывать об обеспечении маневренного запаса по углам от-

1,2 >,0 0,8 0,6 Ofi 0,2 0.

Рис. 17.9. Изменение

эффективности продольного управления при переходе на цельноповоротный управляемый стабилизатор:

а - используемые значения коэффициента Су крыла при балансировке рулем высоты и управляемым стабилизатором (с дод- ограничение коэффициента г несущими способностями крыла, началом тряски самолета или выходом в зону продольной статической неустойчивости; / - диапазон чисел М, в котором несущие способности крыла прн руле высоты не могут быть полностью использованы; Су - при управляемом стабилизаторе; iygniax Ри руле высоты); б - ограничение высот, на которых самолет может быть сбалансирован на заданной перегрузке рулем высоты (сплошные кривые) и увеличение этих высот при сверхзвуковых скоростях в случае перехода иа продольное управление цельноповоротным стабилизатором (пункт

КЛоНенйя руля. Этот запас, необходимый дЛя обеспечения минимально допустимой маневренности самолета при корректировании траектории и парировании атмосферных возмущений, может

траектории и парировании быть определен из выражения

где {d(i>Jdt)3 -- задаваемое техническими требованиями к самолету минимально допустимое угловое ускорение, которое должно обеспечиваться эфс)ективностью органа продольного управления.

Таким образом 8 = б. дал шах + Абв.зап-

Аналогичные маневренные запасы по углам отклонения должны быть обеспечены при выборе максимальных углов отклонения руля направления и элеронов.

Для облегчения балансировки дозвуковых тяжелых самолетов на больших углах атаки (взлет-посадка) стабилизатор этих са.молетов (при управлении рулем высоты) проектируется, как правило, переставным, т. е. с переменным углом установки (ф = = var). Изменение углов установки стабилизатора расширяет диапазон центровок, сдвигая вперед предельно допустимую переднюю центровку Хт. п. п при том же значении Л р. о (см. рис. 7.8, штрих-пунктирная линия). Угол установки стабилизатора изменяют в пределах -f3... -12°С.

Выбор площади трим.меров рулей (аэродинамических сервокомпенсаторов) при безбустерном управлении осуществляется из условия полного снятия усилий (балансировки по усилиям) с рычагов управления на всех режимах длительного полета, включая режимы полета с несимметричной тягой и при боковом ветре. Это условие выполняется при

/Пщ =/Ищо + тш + тшб + тшТ = О, (17.6)

откуда (тт)потр = - ( шО + шОбал + шббал)

где производная Шш = дшш/дх зависит от относительной площади триммера Sp = SJS и расстояния его от оси вращения руля.

Площадь триммеров рулей обычно лежит в пределах Sp = = (0,06...0,12) Sp, причем большие значения характерны для тяжелых транспортных и военных самолетов с большим разносом двигателей и большим диапазоном центровок.

Углы отклонения триммеров обычно лежат в пределах тх = = ±(8... 12) °С.

17.4. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ И СХЕМЫ СТЫКОВКИ ОПЕРЕНИЯ

Проектирование конструктивно-силовой схемы оперения и схемы его стыковки должно проводиться уже на начальных стадиях разработки проекта самолета в связи с тем, что силовые эле-