Характеристика органов управления - Расчет летно-технических характеристик самолета Boeing 767

Оперение летательного аппарата предназначено для стабилизации полета. Аэродинамические рули обеспечивают управление полетом. Руль направления располагается на вертикальном оперении (киле), руль высоты расположен на горизонтальном оперении (стабилизаторе). Рули имеют незначительную площадь и создают небольшие аэродинамические силы. Но благодаря большому плечу относительно центра масс самолета, создают аэродинамические моменты, способные уравновесить суммарный момент от всех остальных частей самолета. На самолетах традиционной компоновочной схемы горизонтальное оперение (ГО) расположено в хвостовой части фюзеляжа, а на самолетах типа "утка" - перед крылом. Неподвижный стабилизатор жестко связан с фюзеляжем самолета и часто имеет постоянный угол установки относительно строительной горизонтали самолета. Подвижный стабилизатор с изменяемым углом установки в полете используется для балансировки с учетом изменения массы самолета в полете. Дифференциальный стабилизатор состоит из двух половин и обеспечивает продольную балансировку самолета, а также управление продольным движением при отклонении обоих половин на одинаковый угол на одинаковый угол вверх или вниз. При отклонении половин стабилизатора на разные углы осуществляется управление самолетом в боковом движении (относительно осей OX и OY). По месту расположения ГО разделяется на:

    - Низкорасположенное ГО в полете постоянно находится в возмущенном воздушном потоке и только при больших углах атаки может выйти из его. Значительное влияние на характер обтекания такого оперения оказывает скос потока за крылом. - Высокорасположенное ГО в полете находится в невозмущенном крылом потоке и только при выходе на большие углы атаки может попасть в воздушный поток, возмущенный крылом. Отклонение руля высоты вниз (угол отклонения дв положителен) или вверх (угол отклонения дв отрицателен) приводит к перераспределению давления по поверхности ГО, к изменению значения и направления подъемной силы оперения.

Вертикальное оперение (ВО) состоит из жестко связанного с фюзеляжем киля и руля направления. Принцип работы такой же, как и у ГО. Отклонение руля направления вправо (дн>0) или влево (дн<0) приводит к созданию аэродинамического момента относительно оси OY. Аэродинамический момент рыскания, создаваемый ВО, возникает также при появлении угла скольжения (несимметричного обтекания). Равнодействующая аэродинамических сил на ВО, приложенная в центре давления ВО, создает также аэродинамический момент относительно продольной оси ОХ (аэродинамический момент крена). Для повышения эффективности ВО необходимо увеличить его площадь. Для этого на некоторых самолетах перед килем устанавливают форкиль, представляющий собой гребень переменной стреловидности, идущий от киля вдоль верхней образующей фюзеляжа. С этой же целью могут применяться подфюзеляжные гребни. Горизонтальное и вертикальное оперение самолета набирается из симметричных профилей и, как правило, имеет трапециевидную или стреловидную форму.

Элероны служат для управления самолетом по углу крена. Кинематическая схема системы управления элеронами выполнена так, что при повороте штурвала один из них отклоняется вверх, а другой вниз. За положительное отклонение элеронов принято такое, при котором правый элерон отклоняется вниз Отклонение элеронов вызывает изменение лобового сопротивления. Разность сил лобового сопротивления создает аэродинамический момент относительно оси OY, под действием которого самолет может развернуться в сторону полукрыла с опущенным элероном. Для устранения этого недостатка применяется дифференциальное управление элеронами, при котором элероны отклоняются вверх на угол, больший, чем при отклонении противоположного элерона вниз.

Тема 1.6 Динамика полета

Динамика полета самолета -- наука, изучающая законы движения самолета. Она делятся на две части -- динамику точки и динамику системы.

Динамика точки рассматривает движение центра масс самолета и решает следующие основные задачи: при заданных силах определяет закон движения самолета (траекторию), при заданном законе движения самолета находит необходимые силы и, наконец, при заданном экстремальном условии, т. е. при условии минимальности или максимальности какой-либо величины (например, при условии выполнения маневра в минимальное время), находит закон движения самолета и необходимые для этого силы. К динамике точки относится и аэродинамический расчет самолета, т. е. определение его летных характеристик.

Динамика системы дополнительно рассматривает движение самолета вокруг его центра масс, т. е. вопросы равновесия, устойчивости и управляемости.

Самолет в полете представляет собой сложную динамическую систему переменной массы, состоящую из совокупности твердых деформируемых тел (крыло, фюзеляж, оперение, органы управления, силовая установка, шасси и т. д.), которые упруго или шарнирно связаны между собой. Исследование динамических свойств такой системы черезвычайно сложно. Решение практических задач динамики полета приводит к необходимости замены реального самолета упрощенными механическими моделями, позволяющими сравнительно просто исследовать характеристики движения самолета.

При расчете возможных и наивыгоднейших траекторий полета самолета и его летно-технических характеристик самолет принимается материальной точкой постоянной массы. При этом рассматривается движение центра масс самолета, а реальные размеры и формы самолета учитывают только при определении аэродинамических сил.

При решении задач устойчивости и управляемости самолета считается управляемым твердым телом постоянной массы. Движение самолета рассматривается под действием внешних сил и моментов. К внешним силам относятся силы тяжести, силы, возникающие при контакте самолета с ВПП, инерционные силы. Эти силы создают соответствующие моменты относительно центра масс самолета.

Устойчивость характеризует способность самолета без вмешательства летчика сохранять заданный режим полета.

Управляемость - это способность самолета должным образом реагировать на отклонение летчиком рулей управления.

Для простоты анализа движения самолета рассматривают его продольное и боковое движение. Соответственно выделяют продольное и боковое равновесие, устойчивость, управляемость.

Угол разворота самолета вокруг продольной оси ОХ от горизонтального положения называется углом крена (г гамма). Крен: левый, правый; отсчитывается от 0 до 90°.

Угол разворота самолета вокруг поперечной оси (ОZ) от горизонтального поля называется углом тангажа (v вэ). Может быть: положительным (кабрирование) при наборе высоты, отрицательным (пикирование) - при снижении.

Угол разворота самолета вокруг вертикальной оси (ОУ) от северного направления земного меридиана по часовой стрелке, называется углом курса (y пси) или углом рыскания. Он изменяется от 0 до 360°.

оси

Рис. 25. Оси

Продольная устойчивость - это устойчивость самолета относительно поперечной оси OZ.

Относительно оси ОZ в полете на самолет действуют: - пикирующий момент МПик, который создается "У" стабил. Уг. о. хвост. оперен.; - кабрирующий момент МКабр. создается подъемной силой крыла УКр.

Рис. 26

Условие:

МПик. = МКабр.; УКр. Ч ?Кр. = УГ. о. Ч ?Г. о.

Она может быть нарушена:

    - при изменении центровки (например, выработке топлива); - при воздействии вертикальных порывов ветра; - при изменении режима работы: выпуска шасси.

Восстанавливается отклонением руля высоты.

Поперечная устойчивость - это устойчивость самолета относительно продольной оси ОХ.

Кренящие моменты, нарушающие поперечное равновесие, создаются подъемными силами правого (УП = МХ Прав.) и левого (УЛев.,= МХ Лев.) полукрыльев

Рис. 27

МХ Лев. = МХ Прав.

Условие поперечной устойчивости, т. е. кренящие моменты левого и правого полукрыльев уравновешивают друг друга.

Поперечная устойчивость может нарушиться:

    - при отклонении элеронов (рулей крена); - под действием порыва ветра на одно полукрыло, а также реактивным моментом двигателя.

Нарушенная поперечная устойчивость восстанавливается отклонением элеронов в разные стороны.

Если элерон отклонился вниз, то подъемная сила полукрыла увеличится, второй элерон при этом отклонится вверх, что уменьшит подъемную силу этого полукрыла.

Путевая устойчивость - это устойчивость самолета относительно вертикальной оси ОУ.

Рис. 28

Поворачивающие моменты создаются силами лобового сопротивления левого (QЛ) и правого (QПр) полукрыльев и силой тяги левого (РЛ) и правого (РПр) двигателей.

Уравнение:

МУ Пр = РЛ Чl1 + QПр + ?4 = МУ Лев = РП Ч ?2 + QЛев Ч ?3

Нарушение путевой устойчивости может произойти:

    - при отклонении руля направления; - при изменении режима работы или отказа одного из двигателей; - при горизонтальных порывах ветра, повреждении обшивки.

Устраняется нарушение путевой устойчивости путем отклонения руля направления.

Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства пилота поддерживать неизменным режим полета, а в случае временного нарушения равновесия, самостоятельно быстро восстанавливать его.

Тема 1.7 Этапы полета самолета

Похожие статьи




Характеристика органов управления - Расчет летно-технических характеристик самолета Boeing 767

Предыдущая | Следующая