Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 [ 79 ] 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 Рис. 17.15. Установка подшипников оси вращения стреловидного стабилизатора; а - подшипники установлены иа силовых шпангоутах фюзеляжа, ось жестко связана с конструкцией стабилизатора; б - подшипники установлены в стабилизаторе, ось жестко связана с конструкцией фюзеляжа (силовыми шпангоутами); / - контур двигателя; 2 - подшипник оси; 3 - рычаг привода; ГГК - плоскость качания рычага привода вследствие этого Имеет значительные размеры, применяется схема стыка с подвижным обтекателем, передняя часть которого охватывает носок верхней части киля (рис. 17.14, в). Рассмотрим теперь конструктивно-силовые схемы, схемы стыковки и привода цельнопово-ротных поверхностей управления. В конструкциях этих поверхностей применяются две схемы размещения под-щипников оси вращения, которые во многом определяют конструктивно-силовые схемы этих поверхностей. В первой схеме (рис. 17.15, а) подщипники устанавливают на силовых щпангоутах фюзеляжа (или лонжеронах киля), ось неподвижно связана с конструкцией стабилизатора. Во второй схеме (рис. 17.15, б) ось неподвижно связана с конструкцией фюзеляжа, а подщипники устанавливают в самом стабилизаторе. Конструктивные особенности первой схемы связаны с тем, что все виды нагрузок (изгибающий и крутящий моменты, перерезывающая и нормальная силы), действующих на стабилизатор, передаются на фюзеляж только через одну ось, которую поэтому вне стабилизатора выполняют трубчатого сечения. У бортовой нервюры внутри стабилизатора трубчатое сечение оси переводится в двутавровое сечение лонжерона стабилизатора, которое лучще воспринимает изгиб, а крутящий момент воспринимается контуром стабилизатора. Очевидно, что для обеспечения наименьщей массы оси при ее наибольщей жесткости необходимо проектировать ось максимально большого диаметра. Для этого ее необходимо устанавливать в месте наибольщей толщины профилей стабилизатора. Однако, как следует из рис. 17.16, а, при таком положении прямой оси (А) расстояние от нее до центра давления стреловидного стабилизатора, особенно на сверхзвуковых скоростях, получается очень большим и, следовательно, большим будет шарнирный момент стабилизатора. Если для уменьшения шарнирного момента установить прямую ось стреловидного стабилизатора таким образом, чтобы она проходила приблизительно посередине между положениями центра давления при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях (В), то шарнирные моменты стабилизатора существенно уменьшатся, но обеспечить прочность (и особенно жесткость) оси вследствие малой строительной высоты в хвостовой части профиля практически невозможно. Поэтому при проектировании цельноповоротных поверхностей урпавления с большим углом стреловидности их ось часто устанавливают с некоторым углом стреловидности Хос, как показано на рис 17.16, а (положение С), а также в схемах, приведенных на рис. 17.15. При таком положении оси обеспечиваются как размещение ее приблизительно по линии максимальных толщин профилей, так и наименьшие значения шарнирных моментов. Однако выбор стреловидности оси вращения цельноповоротных поверхностей управления не настолько прост, как это может показаться из приведенных выше элементарных соображений. Дело в том, что при этом выборе приходится учитывать и ряд других важных факторов (потребную мощность привода, эффективность поворотной поверхности и создаваемое ею сопротивление, конструктивную сложность выполнения узлов крепления и привода и др.). Потребная мощность привода определяется выражением Лпотр = кмМш шахшах. (17.7) где Мщ шах - максимальный шарнирный момент поворотной поверхности относительно ее оси вращения, а бах = {dJdt)jaaji максимальное значение потребной скорости поворота этой оси, определяемое управляемостью самолета. С увеличением угла стреловидности оси, как это показано на рис. 17.16, б слева вверху, расстояние от этой оси до центров давлений поверхности управления первоначально уменьшается, ц.З при М <f ц д при ну! Зона максимальных строительных высот стреловидность Рис. 17.16. Различные варианты положения оси вращения стреловидного стабилизатора (а) и выбор оптимальной стреловидности оси вращения из условия минимальной потребной мощности привода (б) а затем вновь начинает увеличиваться. Также меняется и шарнирный момент (штрихпунктирные линии на рис. 17.16, б). Изменение действующих на поверхность управления аэродинамических сил, а следовательно, и ее эффективность как органа управления, определяется изменением угла установки этой поверхности в набегающем потоке (Аф), а не угла поворота оси (Аб). Эти углы связаны соотношением tg Аф tg Аб cos Хос. (17.8) из которого следует, что при увеличении угла стреловидности оси Хос Д-я сохранения неизменными характеристик управляемости необходимо увеличить как сами углы поворота Аб оси, так и скорость их изменения 6. Вследствие этого увеличивается и потребная мощность привода, что на рис. 17.16, б иллюстрируется пунктирной кривой Таким образом, для каждой формы стреловидной поверхности управления определяется оптимальный угол стреловидности оси ее вращения из условия минимальной потребной мощности привода (Хос opt на рис. 17.16, б). Аэродинамическое качество поверхности управления характеризуется соотношением между составляющими аэродинамических сил, направленными перпендикулярно. потоку (полезная подъемная сила, используемая для создания управляющих моментов) и вдоль него (вредная сила сопротивления). Сростом стреловидности оси вращения эта характеристика заметно ухудшается, что вполне объяснимо, поскольку с ростом стреловидности оси отклоняемая поверхность все больше поворачивается не в потоке , а поперек потока . Наряду с ухудшением аэродинамического качества применение поверхностей управления со стреловидной осью вращения вызывает ряд конструктивных трудностей, связанных с необходимостью разделения осей для правой и левой половин стабилизатора, а также с ростом потребных углов поворота этих осей при увеличении их стреловидности. Если ось общая, то изгибающие моменты с правой и левой половин стабилизатора замыкаются на ней и на фюзеляж не передаются. Поэтому, если ось прямая, конструкция стыковых узлов и шпангоутов получается наиболее легкой. Кроме того, в этом случае легко осуществляется компоновка привода стабилизатора, так как закрепленный на оси рычаг качается в плоскости, параллельной оси самолета. Поэтому силовые приводы стабилизатора (гидроусилители) легко компонуются даже в достаточно узком пространстве между бортом фюзеляжа и расположенным внутри двигателем, что часто бывает на легких сверхзвуковых самолетах. Выполнение стреловидных осей неразрезными невозможно, в этом случае конструкция стыковых узлов и шпангоутов получается тяжелее конструкции с общей прямой осью вследствие передачи на шпангоуты изгибающих моментов с каждой из двух 482 половин стабилизатора. При этом усложняется также компоновка приводов половин стабилизатора, так как рычаги, связанные со стреловидными осями, качаются в пересекающихся плоскостях, расположенных под углами Хос к продольной оси самолета (см. рис. 17.15). Поэтому гидроусилители могут устанавливаться горизонтально только либо выше, либо ниже установленных в хвостовой части фюзеляжа двигателей (рис. 17.17, а). Если стабилизатор установлен в среднем положении, компоновка гидроусилителей в достаточно узком пространстве между бортами фюзеляжа и двигателями весьма затруднена и единственным практически возможным их положением является вертикальное (рис. 17.17, б). Перечисленные выше недостатки схем цельноповоротных поверхностей управления со стреловидными осями вращения зачастую практически сводят на нет выигрыш от уменьшения шарнирных моментов. В связи с этим на новых сверхзвуковых самолетах-все большее распространение получает схема цельноповоротных поверхностей управления с нестреловидной осью вращения (например, самолеты F-15, F-16). Для уменьшения шарнирных моментов при нестреловидной оси вращения цельноповоротных поверхностей управления применяется специальная форма этих поверхностей в плане (треугольная или трапециевидная малого удлинения с весьма тонкими профилями, как, например, на рис. 17.18, в, г, д, е). Поскольку ось вращения цельноповоротных поверхностей управления для уменьшения величин шарнирных моментов, как пра- стабилизатора Рис. 17.17. Компоновка гидроусилителей привода управляемого стабилизатора при стреловидных осях: а - размещение гидроусилителей выше двигателя с креплением их на общем кронштейне, связанном с усиленными продольными элементами между силовыми шпангоутами фюзеляжа; / - подшипники полуосей правой и левоЛ половин стабилизатора; 2- pыaгн привода половин стабилизатора; <3 - гидроусилители; 4 - кронштейн крепления гидроусилителей; б - вариант установки гидроусилителеП в вертикальных плоскостях с креплением иа силовом шпангоуте; / - силовые шпангоуты заделки подшипников полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2 - рычаги привода правой и левой половин; 3 - подшипники полуосей; 4 - кронштейн крепления гидроусилителей на силовом шпангоуте; 5 - гидроусилители Рис. 17.18. Конструктивно-силовые схемы, применяемые при проектировании цельноповоротных поверхностей управления с заделанной осью (подшипники в фюзеляже): а - прн стреловидной форме с большим углом стреловидности (внизу показан вариант оформления законцовки при недостаточной жесткости н возникновении вибрапий); 6 - прн сравнительно небольшой стреловидности; в - при треугольном оперении; г. д - различные варианты силовых схем оперения малого удлинения с небольшой стреловидностью (иа схеме я пунктиром показана применяемая иногда в подобных схемах косая нервюра); е - нестреловидное оперение малого удлинения ВИЛО, располагается между центрами давления при до- и сверхзвуковых скоростях, то на режимах полета с дозвуковыми скоростями такие поверхности оказываются перекомпенсированными (статически неустойчивыми, так как шарнирный момент стремится все дальше отклонять их от исходного положения). Это исключает возможность использования перехода на аварийное безбу-стерное управление и для повышения безопасности полета заставляет применять более высокие степени резервирования приводов. Наиболее часто применяемые конструктивно-силовые схемы цельноповоротных поверхностей управления с заделанной осью (подшипники в фюзеляже) показаны на рис. 17.18. Глава 18 ПРОЕКТИРОВАНИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ Основные отличия проектирования системы управления самолета от проектирования других его агрегатов и систем связаны с той особенностью системы управления, что она является следящей системой, связывающей летчика с органами управления самолета. Поэтому при проектировании этой системы, выборе ее параметров и характеристик приходится в значительной мере учитывать человеческий фактор, который практически не принимался во внимание при проектировании других агрегатов и систем. Помимо этого, чтобы проектирование оказалось успешным, т. е. чтобы спроектированная система управления обеспечивала необходимые характеристики управляемости проектируемого самолета, приходится учитывать также не только характеристики приводп- мых этой системой рулевых поверхностей, их шарнирные моменты, инерционно-массовые, жесткостные и др. характеристики, но и аэродинамические, инерционные и динамические характеристики самого самолета. 18.1. КОНТУР УПРАВЛЕНИЯ. ЕГО ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ И ИХ ХАРАКТЕРИСТИКИ Управление самолетом может осуществляться либо летчиком, либо автоматическими системами. Больщую роль в информации летчика об изменении режима полета и о действии органов управления играют физические ощущения перегрузок и изменения усилий на рычагах управления. Сравнение текущих значений параметров полета с потребными позволяет летчику на основании определенных навыков пилотирования формировать управляющие сигналы в виде перемещений рычагов управления. Эти перемещения рычагов преобразуются системой управления в соответствующие отклонения органов управления (рулей) самолета. Отклонение органов управления приводит к тому, что самолет начинает менять параметры полета. С помощью органов чувств летчик контролирует результаты своих воздействий на органы управления (т. е. изменение параметров полета самолета), стремясь устранить рассогласование между текущими и потребными их значениями, и прекращает воздействие на рычаги управления, если эти значения соответствуют друг другу. Таким образом, в полете, образуется замкнутый контур управления, состоящий из трех основных связанных друг с другом элементов (звеньев): летчика, системы управления и самолета (рис. 18.1, а). Летчик как элемент контура управления, в свою очередь, упрощенно может рассматриваться как система автоматического регулирования, образующаяся тремя основными связанными между собой элементами (рис. 18.1, б): органами чувств (воспринимающие органы - датчики ); центральной нервной системой, выполняющей функции обработки информации и выработки решения, и исполнительными органами - мускулами рук, ног, спины. Движения исполнительных органов летчика и развиваемые ими усилия являются выходными сигналами ( выходом ) человека как звена контура управления. Возможность дозирования усилий и перемещений исполнительных органов позволяет летчику, знакомому с характеристиками управляемости данного самолета, осуществлять потребные изменения режима полета путем соответствующего перемещения рычагов управления, прилагая к ним определенные усилия. Изменение усилий ощущается летчиками лучше, чем перемещения, и точность дозирования усилий существенно выше точности дозирования перемещений. |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |