Теперь о горизонтальном хвостовом оперении. Оно также имеет две основные функции, первую можно охарактеризовать как балансировочную. Для того чтобы понять что тут к чему, можно провести простой эксперимент. Необходимо взять какой-либо длинный предмет, например линейку и положить ее на один вытянутый палец так, чтобы она не падала и не клонилась ни назад, ни вперед, т.е. найти ее центр тяжести. Итак, теперь у линейки (фюзеляжа) есть крыло (палец), уравновесить ее вроде не сложно. Ну а теперь необходимо представить, что в линейку закачиваются тонны топлива, садятся сотни пассажиров, загружается огромное количество груза.

Естественно, все это загрузить идеально относительно центра тяжести просто невозможно, однако есть выход. Необходимо прибегнуть к помощи пальца второй руки и поместить его сверху от условно задней части линейки, после чего сдвинуть «передний» палец к заднему. В итоге получилась относительно устойчивая конструкция. Можно еще сделать по другому: поместить «задний» палец под линейку и сдвинуть «передний» вперед, в сторону носовой части. Оба этих примера показывают принцип действия горизонтального хвостового оперения.

Более распространен именно первый тип, когда горизонтальные стабилизаторы создают силу, противоположную по направлению к подъемной силе крыльев. Ну и вторая их функция – управление по оси тангажа. Здесь все абсолютно также как и с вертикальным оперением. В наличии отклоняемая задняя кромка профиля, которая управляется из кокпита и увеличивает либо уменьшает силу, которую создает горизонтальный стабилизатор благодаря своему аэродинамическому профилю. Здесь следует сделать оговорку, относительно отклоняемой задней кромки, ведь некоторые самолеты, особенно боевые, имеют полностью отклоняемые плоскости, а не только их части, это касается и вертикального оперения, однако принцип работы и функции от этого не меняются.

Виды горизонтальных хвостовых оперений.

А теперь о том, почему конструкторы отходят от классической схемы. Сейчас самолетов огромное количество и их предназначение вместе с характеристиками очень сильно отличается. И, по сути, здесь необходимо разбирать конкретный класс самолетов и даже конкретный самолет в отдельности, но чтобы понять основные принципы будет достаточно нескольких примеров.

Первый - уже упоминаемый Ан-225, имеет двойное вынесенное вертикальное оперение по той причине, что он может нести на себе такую объемную вещь как челнок Буран, который в полете затенял бы в аэродинамическом плане единственный вертикальный стабилизатор, расположенный по центру, и эффективность его была бы чрезвычайно низкой. Т-образное оперение Ту-154 также имеет свои преимущества. Поскольку оно находится даже за задней точкой фюзеляжа, по причине стреловидности вертикального стабилизатора, плечо силы там самое большое (здесь можно опять прибегнуть к линейке и двум пальцам разных рук, чем ближе задний палец к переднему, тем большое усилие на него необходимо), потому его можно сделать меньшим и не таким мощным, как при классической схеме. Однако теперь все нагрузки, направленные по оси тангажа передаются не на фюзеляж, а на вертикальный стабилизатор, из-за чего тот необходимо серьезно укреплять, а значит и утяжелять.

Кроме того, еще и дополнительно тянуть трубопроводы гидравлической системы управления, что еще больше прибавляет вес. Да и в целом такая конструкция более сложная, а значит менее безопасная. Что же касается истребителей, почему они используют полностью отклоняемые плоскости и парные вертикальные стабилизаторы, то основная причина - увеличение эффективности. Ведь понятно, что лишней маневренности у истребителя быть не может.

Формы оперения самолётов (вид спереди): а - крестовидная; б и в - Т-образные; г и д - двухкилевые; е - трёхкилевая; ж и з - V-образные.

4.2. Нагрузки, действующие на хвостовое оперение:

4.3. Конструктивно-силовая схема хвостового оперения. Работа силовых элементов хвостового оперения в полёте:

Различные агрегаты оперения отличаются друг от друга назначением и способами закрепления, что вносит свои особенности в силовую работу и влияет на выбор их конструктивно-силовых схем. Рассмотрим отдельно особенности устройства и силовой работы основных агрегатов оперения (стабилизатора, киля, управляемого стабилизатора, руля и элерона).

Стабилизаторы и кили имеют полную аналогию с крылом как по составу и конструкции основных элементов - лонжеронов, продольных стенок, стрингеров, нервюр, так и по типу силовых схем. Для стабилизаторов вполне успешно используются лонжеронная, кессонная и моноблочная схемы, а для килей последняя схема применяется реже из-за определенных конструктивных трудностей при передаче изгибающего момента с киля на фюзеляж. Контурный стык силовых панелей киля с фюзеляжем в этом случае требует установки большого числа силовых шпангоутов или установки на фюзеляже в плоскости силовых панелей киля мощных вертикальных балок, опирающихся на меньшее число силовых шпангоутов фюзеляжа. У стабилизаторов можно избежать передачи изгибающих моментов на фюзеляж, если лонжероны или силовые панели левой и правой его поверхностей связать между собой по кратчайшему пути в центральной его части. Для стреловидного стабилизатора это требует перелома оси продольных элементов по борту фюзеляжа и установки двух усиленных бортовых нервюр. Если продольные элементы такого стабилизатора без перелома осей доходят до плоскости симметрии самолета, то кроме бортовых силовых нервюр, передающих крутящий момент, потребуется еще одна силовая нервюра в плоскости симметрии самолета.

Управляемый стабилизатор:

На виде в плане имеет стреловидную или треугольную форму. Ось вращения управляемого стабилизатора может быть перпендикулярной к плоскости симметрии самолета или располагаться под углом к ней.

Положение оси вращения выбирается так, чтобы усилия от шарнирного момента на до- и сверхзвуковых скоростях полета были бы минимальными. Крепление управляемого стабилизатора к фюзеляжу выполняется с помощью вала и двух подшипников.
Возможны две схемы крепления вала:

· вал жестко закреплен на стабилизаторе, а подшипники крепятся на фюзеляже

· вал (ось) закреплен неподвижно на фюзеляже, а подшипники установлены на стабилизаторе

В первом случае крепление вала к стабилизатору должно обеспечить передачу на вал перерезывающей силы, изгибающего момента и момента кручения, если качалка управления закреплена на валу.

В некоторых случаях качалка управления крепится на корневой усиленной нервюре, которая собирает весь крутящий момент с замкнутого контура стабилизатора. В этом случае крутящий момент на вал не передается. При такой схеме крепления обычно используется лонжеронная схема стабилизатора, т.к. при кессонной схеме передача изгибающего момента с силовых панелей на вал вызывает конструктивные трудности

В случае закрепления вала на фюзеляже подшипники крепятся на усиленных нервюрах стабилизатора, связанных с его продольными стенками.
На внешний подшипник передается вся перерезывающая сила консоли, а изгибающий момент парой сил передается на оба подшипника. Таким образом, на внешнем подшипнике происходит суммирование двух указанных усилий (R4).

В схеме с закреплением вала на фюзеляже достаточно просто обеспечивается передача изгибающего момента и при кессонной или моноблочной конструкциях стабилизатора. В этом случае силовые панели спереди и сзади опираются на продольные стенки, которые у корня сходятся к внутреннему бортовому подшипнику. Соответственно ширина силовых панелей и усилия в них от изгиба стабилизатора меняются от максимальной величины над внешним подшипником до нуля над внутренним подшипником. В результате изгибающий момент кессона стабилизатора уравновешивается реакциями подшипников. Качалка управления в таком стабилизаторе обычно устанавливается на корневой усиленной нервюре.

Подобный принцип передачи изгибающего момента можно использовать и при кессонной схеме стабилизатора с подвижным валом. В этом случае внешний конец вала должен опираться на силовую нервюру, связанную со стенками кессона.

4.4. Возможные неисправности конструктивных элементов хвостового оперения, их влияние на безопасность полётов:

См. вопр. 2.3.

4.5. Бафтинг хвостового оперения: причины и условия возникновения, возможные последствия и меры борьбы:

0

Конструкция основных частей оперения - стабилизатора и киля - обычно подобна. Одинаковы по конструкции также рули высоты и рули направления. На крупных самолетах стабилизаторы выполняются, как правило, разъемными. Киль может быть изготовлен за одно целое с фюзеляжем или в виде отдельной части. Каркас оперения современных самолетов, как правило, выполняется металлическим. Обшивка киля и стабилизатора обычно жесткая (дюралюминиевая). Рули самолетов малых дозвуковых скоростей обшиваются полотном, что уменьшает их вес и упрощает конструкцию. На самолетах больших скоростей обшивка рулей так же, как и каркас, металлическая.

Киль и стабилизатор. На небольших самолетах киль и стабилизатор делают чаще всего двухлонжеронными. На тяжелых самолетах киль и стабилизатор обычно моноблочной конструкции с работающей обшивкой (рис. 59).

Основные элементы силового набора (лонжероны, стенки, стрингеры, нервюры) конструктивно выполняются так же, как у крыла, и выполняют те же функции, т. е. изгиб воспринимается поясами лонжеронов, стрингерами и частично обшивкой; поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов; кручение - замкнутым контуром; обшивка - стенки лонжеронов. Стабилизатор и киль крепятся к фюзеляжу при помощи узлов на лонжеронах и шпангоутах. Для крепления (подвески) рулей стабилизатор и киль имеют специальные кронштейны с универсальными и одноосевыми шарнирами. На рис. 60 показан типовой узел подвески руля.

Рули и элероны (рули крена).

Рули и элероны, как правило, выполняются однолонжеронными с набором стрингеров и нервюр.

Для увеличения жесткости передней части руля иногда устанавливается стенка (вспомогательный лонжерон).

В современном самолетостроении используют три характерных типа рулей для самолетов с различной скоростью полета: руль с трубчатым лонжероном, руль с жестким носком и руль с жесткой обшивкой для самолетов больших скоростей. В руле любого типа набор нервюр собирает воздушную нагрузку с поверхности руля и передает ее на лонжерон и контур кручения, а также на жесткую заднюю кромку.

В первой схеме нервюры руля всю собранную ими нагрузку передают только на лонжерон, а поскольку он трубчатый, то может успешно работать и на изгиб, и на кручение.

Во второй схеме силы с нервюр передаются на стенку балочного лонжерона, загружая его поперечным изгибом, а момент с нервюр передается на контур, образованный стенкой лонжерона с жестким носком. Этот контур и работает на кручение. В этой схеме функции распределяются следующим образом: поперечный изгиб воспринимается балочным лонжероном, а кручение - контуром силового носка.

В третьей схеме (рис. 61) подобное же распределение функций, но крутящий момент передается здесь на весь контур обшивки, а не только на носок.

В соответствии с той или иной схемой передачи сил осуществлены силовые связи элементов руля между собой. Для рулей первой схемы нервюры связаны только с лонжероном заклепками по его окружности.

Рули второй и третьей схем имеют связь нервюр со стенками лонжеронов и контуром кручения. Эта связь обеспечивается заклепками, болтами и иногда клеем.

В целях лучшего использования обшивки для восприятия изгибающего момента и сохранения формы профиля применяют рули с пенопластовым или сотовым заполнителем. Они обладают высокой жесткостью при малом весе.

Триммеры (рис. 62) представляют собой вспомогательную рулевую поверхность, устанавливаемую на задней части основного руля. С помощью триммеров обеспечивается балансировка самолета относительно всех его осей при изменении центровки и режима полета. Отклонение триммера производится независимо от отклонения руля обычно при помощи специальных необратимых самотормозящихся электромеханизмов, включаемых в нужный момент пилотом двусторонним нажимным переключателем. Триммер руля высоты, как правило, управляется при помощи тросового механического устройства. Сущность работы триммера можно пояснить следующим примером. При отказе одного из двигателей самолета появляется разворачивающий момент, противодействие которому может быть создано отклонением руля поворота. Длительный полет самолета с отклоненным рулем утомителен для пилота. Отклоняя триммер в сторону, противоположную отклонению руля, нагрузку, передающуюся на ноги пилота, можно уменьшить до сколько угодно малой величины. Компенсирующий момент от триммера, противодействующий шарнирному моменту, возникает вследствие большого плеча силы, приложенной к триммеру, хотя сама сила и невелика. Величину шарнирного момента при этом можно записать в следующем виде.

Оперение самолета - стреловидное, свободнонесущее, Т-образное. Вертикальное оперение включает в себя неподвижный киль и руль направ­ления, снабженный триммером и сервокомпенсатором, аэродинамический профиль вертикального оперения, симметричный, с относительной толщиной 11%. Горизонтальное оперение включает в себя цельный, управляемый в полете стабилизатор и две половины руля высоты, снабженные триммера­ми; управление стабилизатором электрогидравлическое, дистанционное.

На киле предусмотрены резервные механические нерегулируемые упоры, ограничивающие перемещение стабилизатора в пределах от +1˚45" до -12˚45". Аэродинамический профиль горизонтального оперения типа ПАСА-10%. Руль направления и руль высоты имеют аэродинамическую ком­пенсацию и весовую балансировку. В передних кромках киля и стабили­затора расположены каналы воздушно-термической системы противообле­денения. Киль обеспечивает путевую устойчивость самолета, крепится к шпангоутам 66, 71 и 70 фюзеляжа

Рис. 36. Спойлер:

1-интерцептор; 2, 3-вторая и первая секции спойлера; 4, 5, 6-первый, второй и третий узлы подвески второй секции спойлера к крылу; 7-сотовый заполнитель; 8-резиновый профиль; 9-силовая нервюра; 10-сое­динительный болт; 11-кронштейн спойлера; 12-кронштейн крыла.

тремя силовыми узлами по первому, второму и третьему лонжеронам соответственно и бортовыми фрезерован­ными угольниками 12 (рис. 37). Первый и второй узлы (А и Б) креп­ления киля к фюзеляжу однотипны. К корневым участкам первого и вто­рого лонжеронов болтами приклепано по два фасонных фитинга 16 и 21 (по одному слева и справа) и два стыковых угольника 22 и 24. Каждый фитинг лонжерона соединяется с фитингом соответствующего шпангоута фюзеляжа четырьмя18мм болтами на первом узле и16мм болтами - на втором узле. Фитинги третьего узла крепления киля к фюзеляжу на тре­тьем лонжероне выполнены за одно целое с корневыми участками его по­лок и стыкуются каждый с фитингом 13 шпангоута 70 шестью болтами22мм. По всем трем узлам крепления лонжеронов стыковыми угольниками к со­ответствующим шпангоутам фюзеляжа и крепление киля по бортовому уго­льнику к фюзеляжу выполнено болтами, т.е. киль съемный. В верхней части киля крепится управляемый стабилизатор; передняя, корневая, часть киля плавно переходит в обтекатель воздухозаборника среднего двигателя Д-36 и служит капотом вспомогательной силовой установки ТА-6В. В киле размещены: механизм перестановки стабилизатора, меха­низм стопорения рулей высоты и направления, антенны радиооборудова­ния, трубопроводы противообледенительной системы, тяги и качалки управления рулями, а также проложены коммуникации самолетных систем. На законцовке киля установлен проблесковый маяк МСЛ-3. В хвостовой части киля установлены четыре кронштейна узлов крепления руля нап­равления. Киль состоит из каркаса, обшивки, отъемной носовой части и законцовки.

Каркас киля, состоящий из продольного и поперечного наборов, закрыт гладкой дюралюминиевой обшивкой, передняя кромка которой вы­полнена в виде съемного кока. В верхней передней части киля располо­жена законцовка, плавно сопрягающаяся с управляемым стабилизатором.

Продольный набор каркаса состоит из трех лонжеронов, передней и задней стенок, по 19 правых и левых стрингеров. Лонжероны и перед­няя стенка представляет собой клепаные балки, состоящие из поясов таврового сечения и стенок, подкрепленных стойками из уголковых про­филей и имеющих отверстия облегчения.

Поперечный набор киля образован нервюрами с 1 по 22, концевой нервюрой 23 и тринадцатью дополнительными носками, расположенными между стенкой и первым лонжероном. По нервюре 1 киль стыкуется с капотом двигателя ТА-6В вспомогательной силовой установки, нервюры 2-22, расположены перпендикулярно оси третьего лонжерона, кон­цевая нервюра 23 установлена па­раллельно линии полета. Нервюры 1, 3, 5, 9, 12, 13, 17, 22 и 23 си­ловые, остальные нервюры промежуточные. Нервюра 1 представляет собой торцовый носок киля, образованный верхней и нижней стенками, стыко­вым профилей, установленным на стенке по контуру фюзеляжа, и уголко­выми профилями, усиливающими нижнюю часть нервюры. Верхняя стенка снабжена зигами жесткости, имеет окантованное отверстие для прохода выхлопного сопла двигателя TА-6В и является противопожарной перего­родкой отсека ВСУ. В верхней части киля от стрингера 7 до второго лонжерона установлены два фитинга, усиливающих конструкцию в связи с установкой на этом участке кронштейна крепления механизма переста­новки стабилизатора. Фитинги отштампованы из материала АКБ. Хвосто­вые части нервюр 9 и 17 усиленные; каждая часть образована двумя стенками швеллерного сечения, между которыми вклепан кронштейн узла крепления руля направления, а нервюры 12 и 13 удлинены за заднюю стен­ку киля и вместе с набором диафрагм и накладок

Рис. 37. Крепление киля к фюзеляжу:

1-распорный уголковый профиль; 2-первый лонжерон киля; 3-нервюра 1; 4-обшивка киля; 5-нервюра 3; 6-нервюра 4; 7-второй лонже­рон киля; 8-обшивка фюзеляжа; 9-нервюра 5; 10-уголковый профиль; II-третий лонжерон киля;

12-бортовой угольник; 13-фитинг шпангоута 70; 14-шпангоут 70; 15-балка подвески среднего двигателя; 16-фитинг вто­рого лонжерона; 17-шпангоут 71; 18-фитинг шпангоута 71; 19-фитинг первого лонжерона; 20-шпангоут 66; 21-фитинги первого лонжерона; 22-стыковой угольник первого лонжерона; 23-стыковой угольник нервюры 3; 24-стыковой угольник второго лонжерона; 25-стыковой угольник третье­го лонжерона; 26-накладка.

усиливают каркас киля в месте установки кронштейна опорного узла крепления руля направле­ния. На кронштейне, соединяющем хвостовые части нервюр 12 и 13, рас­положены упоры, ограничивающие углы отклонения руля направления. Нервюра 22 располагается между узлом крепления стабилизатора и зад­ней стенкой киля, представляет собой штампованную стенку с двумя приклепанными кронштейнами четвертого узла крепления руля направле­ния. Нервюра 23 является концевой, на ней установлены кронштейны крепления стабилизатора и его нижние упоры. Нервюра швеллерного се­чения отштампована из материала АК6, имеет технологические отверс­тия, на участке первого лонжерона с ней стыкуется штампованный из листового дюраля носок. Обшивка киля состоит из дюралевых листов, которые крепятся к каркасу заклепками и болтами. В обшивке сделаны эксплуатационные люки для подхода к механизму перестановки стабили­затора, агрегатам управления и антеннам радиооборудования, а также предусмотрены съемные панели для подхода к коммуникациям самолетных систем. На правом борту киля в районе выхлопного отверстия ВСУ обшив­ка выполнена из материала Д19АМО с последующей закалкой; на эту об­шивку наклепывается защитный экран из титанового листа OT4-Iтолщи­ной 0,6мм с подслоем стеклоткани. Носовая часть киля сделана съем­ной для подхода к трубопроводам противообледенительной системы, кре­пится к каркасу киля по контуру болтами с самоконтрящимися гайками. Носовая часть образована наружной и внутренней обшивками и каркасом, состоящим из диафрагм и продольного кожуха. В канале, образованном двумя обшивками и кожухом, закреплен трубопровод противообледенитель­ной системы. Горячий воздух, поступающий в носовую часть киля, рас­пределяется через поперечные прямоугольные каналы, образованные на­ружной обшивкой и приклепанной к ней внутренней гофрированной обшив­кой.

Законцовка киля состоит из набора диафрагм и стрингеров, к ко­торым приклепана обшивка, на поверхности обшивки справа и слева на силовой диафрагме установлены стальные накладки для упорных роликов стабилизатора и верхние упоры, ограничивающие отклонение стабилиза­тора при отсоединенном управлении.

Руль направления крепится к килю на четырех уз­лах, расположенных по осям нервюр 9, 13, 17 и 22 киля и обеспечивает путевую управляемость самолета. Первый, третий и четвертый узлы кре­пления однотипные. Каждый узел состоит из кронштейна руля и двух кронштейнов киля, соединенных серьгой. Кронштейны руля двухушковые, крепятся к лонжерону болтами и самоконтрящимися гайками. Ответные кронштейны киля крепятся к соответствующим нервюрам и задней стенке киля болтами; для соединения с серьгой снабжены шарнирными подшипни­ками. В отверстия серег со стороны соединения с кронштейнами руля запрессована подшипники. Второй узел крепления является опорным, во­спринимает осевые и радиальные нагрузки, состоит из двух торцовых кронштейнов руля и кронштейна киля, соединенные серьгой. Торцовые кронштейны прикреплены болтами и заклепками к лонжерону и балке руля, расположенной между нервюрами 11 и 17. Ответный кронштейн на киле прикреплен болтами и заклепками к удлиненным хвостовым частям нервюр 12 и 13. Все кронштейны и серьги узлов отштампованы из сплава АК6. Руль направления имеет однолонжеронную схему, состоит из каркаса, обшивки, триммера и сервокомпенсатора. Кроме лонжерона в каркас вхо­дит продольная балка между нервюрами 11 и 17, хвостовая балка, 35 нервюр, каркасы нижнего и верхнего хвостовых отсеков.

Лонжерон представляет собой клепаную балку с поясами из прессованных уголко­вых профилей. Стенка лонжерона имеет отверстия облегчения и подкреп­лена стойками из прессованных уголковых профилей. На лонжероне уста­новлены кронштейны узлов крепления руля к килю и кронштейны крепления элементов управления рулем, сервокомпенсатором и триммером.

Обшивка руля направления состоит из лобовой, носовой и средней частей. Носовая обшивка состоит из правых и левых листов дюраля тол­щиной 1,0мм. Вдоль носовой кромки руля на участках между вырезами под узлы крепления установлены балансиры. Балансирами являются лобо­вые обшивки из стали ЗОХГСА-Л2, к которым с внутренней стороны кре­пятся болтами дополнительные стальные грузы. Средняя обшивка между лонжероном и хвостовым профилем образована правым и левым листами дюраля толщиной 0,8мм. На обшивке в районе нервюр 22 и 24 по правому борту и в районе нервюр 15 и 17 по левому борту установлены обтека­тели, закрывающие тяги управления триммером и сервокомпенсатором.

Хвостовые отсеки руля направления расположены в нижней части руля между нервюрами 1 и 10 и в верхней части - между нервюрами 28 и 35. В промежутке между этими отсеками к рулю подвешены сервоком­пенсатор и триммер. Каждый хвостовой отсек состоит из продольной сте­нки, поперечных диафрагм, вкладыша в заднюю кромку и обшивки.

Сервокомпенсатор РН однолонжеронной схемы пред­назначен для уменьшения шарнирного момента при управлении самолетом и крепится к рулю на трех узлах. Первый узел расположен по нервюре 10, второй узел - по нервюре 16 и третий - по нервюре 20 руля направле­ния. Каждый узел состоит из фитинга (кронштейна) сервокомпенсатора и фитинга (кронштейна) руля, соединенных между собой серьгой. Кронштей­ны и серьги узлов отштампованы из сплавов АК6 иAK4-1. Сервокомпен­сатор имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Каркас сервокомпенсатора состоит из лонжерона таврового сечения, 10 диафрагм. 5 носков, подкрепляющих вырезы под кронштейны узлов под­вески, вкладыша в заднюю кромку и фитинга, усиливающего лонжерон в месте крепления рычага управления. Каркас сервокомпенсатора обшит листовым дюралюминием толщиной 0,6 мм.

Триммер РН предназначен для путевой балансировки само­лета и крепится к рулю на трех узлах. Первый узел расположен по нер­вюре 20 руля направления, второй узел - по нервюре 24 и третий узел - по нервюре 28. Узлы крепления триммера по конструкции подобны узлам сервокомпенсатора. На правом борту триммера снаружи, совместно с кро­нштейном второго узла установлены два рычага. Один рычаг с впрессо­ванным шарикоподшипником выполнен из титанового сплава ВТ22, к этому рычагу подсоединяется тяга от электромеханизма управления триммером. Другой рычаг с впрессованным шарнирным подшипником отштампован из сплава АК6. К этому рычагу подсоединяется тяга от датчика ДС-10 сис­темы сигнализации положения триммера.

Рис.38. Схема оперения

Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость самолета, уравновешивая момент, возникающий вследствие несовпадения точки приложения аэродинамической силы, действующей на крыло, с центром тяжести самолета. Аэродинамическая сила крыла созда­ет обычно момент на пикирование, для уравновешивания которого гори­зонтальное оперение должно создавать подъемную силу, направленную вниз. С этой целью стабилизатор самолета выполнен управляемым в полете. Углы установки стабилизатора от +1˚до -12˚. На стоянке угол установки +1° для того, чтобы от ветра и струй газового потока маневрирующих самолетов не происходило опрокидывания на хвост. Стабилизатор крепит­ся к килю с помощью переднего и заднего узлов.

Передний узел состоит из двух аналогичных по конструкции кронш­тейнов, отштампованных из сплава АК6. Кронштейны болтами и заклепками закреплены к переднему лонжерону и соединяются стыковыми болтами с гайкой механизма перестановки через промежуточные кронштейны.

Задний узел крепления состоит из двух проушин балки, соеди­няющей правую и левую половину второго лонжерона стабилизатора, крон­штейна, закрепленного болтами и заклепками к третьему лонжерону и концевой нервюре киля, двух переходников. С помощью переходников про­ушины балки стабилизатора соединяются с кронштейном киля стыковыми болтами, которые одновременно являются осью поворота горизонтального оперения. Балка стабилизатора, переходники и кронштейн киля отштампо­ваны из титанового сплава ВТ-22.

Стабилизатор неразъемный, двухлонжеронной схемы, состоит из кар­каса, обшивки, двух носовых частей, двух законцовок, хвостового обте­кателя и боковых зализов. Ось симметрии стабилизатора в плане совпа­дает с продольной осью самолета. В продольный набор каркаса входят: первый лонжерон, второй лонжерон с балкой, задняя стенка и стрингеры. Левая и правая половины первого лонжерона стыкуются между собой по оси симметрии стабилизатора, обе половины второго лонжерона стыкуются с балкой. Всего каждая половина стабилизатора имеет 16 нервюр, из них 1, 2, 3, 4, 6, 9, 12, 15 и 16 силовые. Нервюра 1 проходит по оси симметрии и является общей для двух половин стабилизатора, по ней стыкуются об­шивки и стрингеры. В хвостовые части нервюр 6, 9, 12 и 15 вмонтированы кронштейны узлов навески руля высоты. Нервюра 16 одновременно являет­ся продольной диафрагмой каркаса законцовки стабилизатора. К ней кре­пятся торцовый узел навески руля высоты, стрингеры, обшивка стабили­затора, диафрагмы и обшивка законцовки.

Обшивка каждой половины стабилизатора от первого лонжерона до задней стенки делится на верхнюю и нижнюю. Обшивки стыкуются по оси симметрии стабилизатора. Верхняя обшивка выполнена из листового дю­раля толщиной 1,2 мм, нижняя - из листового дюраля толщиной 1,5 мм. Между нервюрами 9 и 16 обшивка имеет окна химического фрезерования до толщины 0,8 мм. Нижняя обшивка состоит из двух листов с продольным стыком по стрингеру 3. Обшивка крепится к каркасу заклепками и бол­тами. В обшивке сделаны окна и эксплуатационные люки для подхода к качалкам управления рулем высоты и к агрегатам ПОС. Вырезы под люки в обшивке усилены окантовками. Крышки большинства люков в закрытом положении удерживаются болтами с анкерными гайками. Конец тяги упра­вления, идущей к рычагу каждой половины руля высоты, закрыт обтека­телем, который прикреплен к нижней обшивке в районе нервюр 8 и 9.

Носовая часть стабилизатора несъемная, состоит из правой и ле­вой половины. Каждая половина носовой части крепится к полкам перво­го лонжерона к концевым нервюрам 16. Каждая носовая часть образована наружной и внутренней обшивками и каркасом, состоящим из носков, ди­афрагм, кожуха и вверху разрезных стрингеров. В канале, образованном двумя обшивками и кожухом, закреплен трубопровод противообледените­льной системы. Горячий воздух, поступающий из трубопровода противо­обледенительной системы в носовую часть стабилизатора, распределяется через поперечные прямоугольные каналы, образованные наружной и при­клепанной к ней внутренней обшивками. В корневой части каждого нос­ка установлен кронштейн с упорный роликом. Ролики при перестановках стабилизатора, опираясь, катятся по направляющим пластинам законцов­ки киля и исключают поперечные перемещения стабилизатора. Кронштейны крепления роликов отлиты из материала AЛ-19. Для подхода к кронштей­нам с роликами в корневой части каждого носка сделан люк.

Законцовки стабилизатора несъемные, состоят из торцовых нервюр, набора диафрагм и обшивки. Торцевая нервюра 16 швеллерного сечения неразъемная, гнутая из листового дюраля толщиной 1,0 мм, имеет отвер­стия облегчения. В хвостовую кромку законцовки вклепан сухарь из сте­клотекстолита КАСТ-В и кронштейн для разрядника статического элект­ричества. Законцовка соединяется с носовой частью стабилизатора бол­тами и анкерными гайками, а с остальной частью - заклепками.

Хвостовой обтекатель стабилизатора является продолжением сред­ней части его и состоит из продольных стрингеров, поперечных диаф­рагм, обшивки и съемного хвостового кока. Обшивка выполнена из лис­тового дюраля толщиной 0,6мм и 1,0мм, приклепана к стрингерам и диа­фрагмам. Хвостовой кок состоит из трех диафрагм и радиопрозрачной обшивки из стеклоткани, подсоединяется к обтекателю на болтах.

Боковые зализы вместе со средней частью стабилизатора закрывают выступающие за пределы киля задние узлы крепления стабилизатора. Зализы съемные, расположены на участке между законцовкой киля и хвостовым обтекателей стабилизатора. Каждый зализ состоит из обшивки

и каркаса.

Руль высоты однолонжеронной схемы снабжен аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой, состоит из двух половин. Каж­дая половина руля имеет триммер и подвешена к стабилизатору на шести узлах. Балансировка руля высоты выполнена в виде лобовой обшивки из листовой стали 30ХГСА-Л2, к которой с внутренней стороны болтами и заклепками закреплен дополнительный стальной груз. Около четвертого и пятого узлов подвески в носовой части руля установлены выносные балансировочные свинцовые грузы, помещенные в дюралевых кронштейнах. Каждая половина руля высоты состоит из каркаса, обшивки и триммера. Каркас половины руля состоит из лонжерона, носовых диафрагм, 35 нер­вюр хвостовой части руля и профилей, окантовывающих вырез под трим­мер. Лонжерон представляет собой балку швеллерного сечения, гнутую из листового дюраля, подкрепленную стойками и имеющую подштамповки стенки в местах установки кронштейнов узлов крепления руля. Носовые диафрагмы отштампованы из листового дюраля. На первой торцевой диаф­рагме расположены упоры, ограничивающие углы отклонения руля. Носо­вая обшивка состоит из верхних и нижних листов дюраля толщиной 1,5 мм. Хвостовая обшивка состоит также из верхних и нижних листов дюраля толщиной 0,6 мм. Между обшивками по хвостовой кромке вклеен сухарь из стеклотекстолита КАСТ-В. Обшивка к каркасу руля крепится заклеп­ками. На нижней обшивке каждой половины руля смонтировано по два об­текателя, закрывающих выходящие наружу части тяг управления рулем к триммером.

Триммер руля высоты однолонжеронной схемы, имеет аэродинамичес­кую компенсацию и полную весовую балансировку, расположен в корневой части каждой половины руля высоты и подвешен к ней на трех узлах. Каждый узел подвески состоит из кронштейна триммера и кронштейна ру­ля, соединенные между собой серьгой. Носовая часть триммера состоит из набора штампованных диафрагм и обшивки, а хвостовая часть - из торцовых и промежуточных нервюр, хвостового вкладыша и обшивки. Верхняя и нижняя хвостовая обшивка выполнена из одного листа дюраля толщиной 0,6 мм, согнутого вдоль хвостовой кромки. Носовая обшивка также выполнена из верхнего и нижнего листов дюраля толщиной 0,6 мм.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

ОПЕРЕНИЕ САМОЛЁТА

Оперемние (оперение летательного аппарата, ракеты) - аэродинамические поверхности, обеспечивающие устойчивость, управляемость и балансировку самолёта в полёте. Оно состоит из горизонтального и вертикального оперения.

Основные требования к оперению:

Обеспечение высокой эффективности при минимальном лобовом сопротивлении и наименьшей массе конструкции;

Возможно меньшее затенение оперения другими частями самолёта - крылом, фюзеляжем, гондолами двигателей, а также одной части оперения другой;

Отсутствие вибраций и колебаний типа флаттера и бафтинга;

Более позднее, чем на крыле, развитие волнового кризиса.

Горизонтальное оперение (ГО)

Обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности - стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. У самолётов с хвостовым расположением горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолёта - на фюзеляже или на верху киля (T-образная схема).

В схеме «утка» оперение располагается в носовой части самолёта перед крылом. Возможна комбинированная схема, когда у самолёта с хвостовым оперением ставится дополнительное переднее оперение - схема с ПГО (переднее горизонтальное оперение), позволяющая использовать преимущества обеих указанных схем. Схемы «бесхвостка», «летающее крыло» горизонтального оперения не имеют.

Неподвижный стабилизатор обычно имеет фиксированный угол установки относительно продольной оси самолёта. Иногда предусматривается регулировка этого угла на земле. Такой стабилизатор называется переставным.

На тяжёлых самолётах для повышения эффективности продольного управления угол установки стабилизатора с помощью дополнительного привода может изменяться в полёте, обычно на взлёте и посадке, а также для балансировки самолёта на заданном режиме полёта. Такой стабилизатор называется подвижным.

На сверхзвуковых скоростях полёта эффективность руля высоты резко падает. Поэтому у сверхзвуковых самолётов вместо классической схемы ГО с рулем высоты применяется управляемый стабилизатор (ЦПГО), угол установки которого регулируется лётчиком с помощью командного рычага продольного управления или бортовым компьютером самолёта. Руль высоты в этом случае отсутствует.

Вертикальное оперение (ВО)

Обеспечивает самолёту путевую устойчивость, управляемость и балансировку относительно вертикальной оси. Оно состоит из неподвижной поверхности - киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления.

Цельноповоротное ВО применяется весьма редко. Эффективность ВО можно повысить путём установки форкиля - передний наплыв в корневой части киля и дополнительным подфюзеляжным гребнем. Другой способ - применение нескольких (обычно не более двух одинаковых) килей.

Формы оперения

Т-образное хвостовое оперение самолёта (Ту-154)

Формы поверхностей оперения определяются теми же параметрами, что и формы крыла: удлинением, сужением, углом стреловидности, аэродинамическим профилем и его относительной толщиной. Как и в случае с крылом различают трапецевидное, овальное, стреловидное и треугольное оперение.

Схема оперения определяется числом его поверхностей и их взаимным расположением. Наиболее распространены следующие схемы:

Схема с центральным расположением вертикального оперения в плоскости симметрии самолёта - горизонтальное оперение в этом случае может располагаться как на фюзеляже, так и на киле на любом удалении от оси самолёта (схему с расположением ГО на конце киля принято называть Т-образным оперением).

Пример: Ту-154

Схема с разнесенным вертикальным оперением - (часто называют Н-образным) две его поверхности могут крепиться по бокам фюзеляжа или на концах ГО. В двухбалочной схеме фюзеляжа поверхности ВО устанавливаются на концах фюзеляжных балок. На самолётах типа «утка», «бесхвостка», «летающее крыло» разнесенное ВО устанавливается на концах крыла или в средней его части.

Пример: Пе-2, Lockheed P-38 Lightning

V-образное оперение, состоящее из двух наклонных поверхностей, выполняющих функции и горизонтального и вертикального оперения. Из-за сложности управления и, как следствие, малой эффективности такое оперение широкого применения не получило. (Правда применение компьютерных пилотажных систем изменило ситуацию в лучшую сторону. Текущее управление V-образным оперением в оснащенных им новейших самолётах берет на себя бортовой компьютер, - пилоту лишь достаточно задать стандартной ручкой управления направление полёта (влево-вправо, вверх-вниз), и компьютер сделает все, что для этого нужно).

Пример: F-117

Скошенное оперение (типа «бабочка», или оперение Рудлицкого)

Пример: Me.262 HG III

Стабилизаторы и кили

Имеют полную аналогию с крылом, как по составу и конструкции основных элементов - лонжеронов, продольных стенок, стрингеров, нервюр, так и по типу силовых схем. Для стабилизаторов вполне успешно используются лонжеронная, кессонная и моноблочная схемы, а для килей последняя схема применяется реже, из-за определённых конструктивных трудностей при передаче изгибающего момента с киля на фюзеляж. Контурный стык силовых панелей киля с фюзеляжем в этом случае требует установки большого числа силовых шпангоутов или установки на фюзеляже в плоскости силовых панелей киля мощных вертикальных балок, опирающихся на меньшее число силовых шпангоутов фюзеляжа.

У стабилизаторов можно избежать передачи изгибающих моментов на фюзеляж, если лонжероны или силовые панели левой и правой его поверхностей связать между собой по кратчайшему пути в центральной его части. Для стреловидного стабилизатора это требует перелома оси продольных элементов по борту фюзеляжа и установки двух усиленных бортовых нервюр. Если продольные элементы такого стабилизатора без перелома осей доходят до плоскости симметрии самолёта, то кроме бортовых силовых нервюр, передающих крутящий момент, потребуется ещё одна силовая нервюра в плоскости симметрии самолёта.

Рули и элероны

Ввиду полной идентичности конструкции и силовой работы рулей и элеронов в дальнейшем для краткости речь будет идти только о рулях, хотя все сказанное будет полностью применимо и к элеронам. Основным силовым элементом руля (и элерона, естественно), работающим на изгиб и воспринимающим практически всю перерезывающую силу, является лонжерон, который опирается на шарнирные опоры узлов подвески.

Основная нагрузка рулей - воздушная аэродинамическая, возникающая при балансировке, маневрировании самолёта или при полёте в неспокойном воздухе. Воспринимая эту нагрузку, лонжерон руля работает как неразрезная многоопорная балка. Особенность его работы заключается в том, что опоры руля закреплены на упругих конструкциях, деформации которых под нагрузкой существенно влияют на силовую работу лонжерона руля.

Восприятие крутящего момента руля обеспечивается замкнутым контуром обшивки, который в местах выреза под кронштейны крепления замыкается стенкой лонжерона. Максимальный крутящий момент действует в сечении кабанчика управления, к которому подходит тяга управления. Местом расположения кабанчика (тяги управления) по размаху руля можно существенно влиять на деформации руля при кручении.

Аэродинамическая компенсация рулей

В полёте при отклонении рулевых поверхностей возникают шарнирные моменты, которые уравновешиваются усилиями летчика на командных рычагах управления. Эти усилия зависят от размеров и угла отклонения руля, а также от скоростного напора. На современных самолётах усилия управления получаются слишком большими, поэтому приходится в конструкции рулей предусматривать специальные средства для уменьшения шарнирных моментов и уравновешивающих их усилий управления. С этой целью используется аэродинамическая компенсация рулей, суть которой заключается в том, что часть аэродинамических сил руля создают момент относительно оси вращения, противоположный основному шарнирному моменту.

Наибольшее распространение получили следующие виды аэродинамической компенсации:

Роговая - на конце руля часть его площади в виде «рога» располагается спереди от оси шарниров, что обеспечивает создание момента обратного знака по отношению к основному шарнирному;

Осевая - часть площади руля по всему размаху располагается спереди от оси шарниров (ось шарниров смещается назад), что уменьшает шарнирный момент;

Внутренняя - обычно используется на элеронах и представляет собой пластины, прикреплённые к носку элерона спереди, которые связаны гибкой перегородкой со стенками камеры внутри крыла. При отклонении элерона в камере создаётся разница давлений над и под пластинами, которая уменьшает шарнирный момент.

Сервокомпенсация - в хвостовой части руля шарнирно подвешивается небольшая поверхность, которая тягой связывается с неподвижной точкой на крыле или оперении. Эта тяга обеспечивает автоматическое отклонение сервокомпенсатора в сторону, противоположную отклонению руля. Аэродинамические силы на сервокомпенсаторе уменьшают шарнирный момент руля.

Углы отклонения и эффективность работы такого компенсатора пропорциональны углам отклонения руля, что не всегда оправдывает себя, т.к. усилия управления зависят не только от углов отклонения руля, но и от скоростного напора. Более совершенным является пружинный сервокомпенсатор, у которого за счёт включения в кинематику управления пружины с предварительной затяжкой углы отклонения пропорциональны усилиям управления руля, что наилучшим образом отвечает назначению сервокомпенсатора - уменьшать эти усилия.

Средства аэродинамической балансировки самолёта

Любой установившийся режим полёта самолёта, как правило, выполняется с отклоненными рулями, что обеспечивает уравновешивание - балансировку - самолёта относительно его центра масс. Возникающие при этом усилия на органах управления в кабине принято называть балансировочными. Чтобы зря не утомлять летчика и избавить его от этих ненужных усилий на каждой рулевой поверхности устанавливается триммер, позволяющий полностью снимать балансировочные усилия.

Триммер конструктивно полностью идентичен сервокомпенсатору и также шарнирно подвешивается в хвостовой части руля, но, в отличие от сервокомпенсатора, имеет дополнительное ручное или электромеханическое управление. Летчик, отклоняя триммер в сторону противоположную отклонению руля, добивается уравновешивания руля на заданном угле отклонения при нулевых усилиях на командном рычаге. В некоторых случаях используется комбинированная поверхность триммер-сервокомпенсатор, который при включении привода работает в качестве триммера, а при отключенном - выполняет функции сервокомпенсатора.

Следует добавить, что триммер может использоваться лишь в таких системах управления, в которых усилия на командных рычагах напрямую связаны с шарнирным моментом руля - системы механического безбустерного управления или системы с обратимыми бустерами. В системах с необратимыми бустерами - гидроусилителями - естественные усилия на огранах управления очень малы, и для имитации лётчику «механического управления» дополнительно создаются пружинными загрузочными механизмами и от шарнирного момента руля не зависят. В таком случае триммеры на рулях не ставятся, а балансировочные усилия снимаются специальными устройствами - механизмами эффекта триммирования, установленными в проводке управления.

Другим средством балансировки самолёта в установившемся режиме полёта может служить переставной стабилизатор. Обычно такой стабилизатор крепится шарнирно на задних узлах подвески, а передние узлы соединяются с силовым приводом, который, перемещая носовую часть стабилизатора вверх или вниз, изменяет углы его установки в полете. Подбирая нужный угол установки, летчик может уравновесить самолёт при нулевом шарнирном моменте на руле высоты. Этот же стабилизатор обеспечивает и требуемую эффективность продольного управления самолёта на взлете и посадке.

Средства устранения флаттера рулей и элеронов

Причиной возникновения изгибно-элеронного и изгибно-рулевого флаттера является их массовая несбалансированность относительно оси шарниров. Обычно центр масс рулевых поверхностей расположен позади оси вращения. В результате при изгибных колебаниях несущих поверхностей силы инерции, приложенные в центре масс рулей, за счёт деформаций и люфтов в проводке управления отклоняют рули на некоторый угол, что приводит к появлению дополнительных аэродинамических сил, увеличивающих изгибные деформации несущих поверхностей. С ростом скорости раскачивающие силы растут и при скорости, называемой критической скоростью флаттера, происходит разрушение конструкции.

Радикальным средством устранения данного вида флаттера является установка в носовой части рулей и элеронов балансировочных грузов с целью перемещения их центра масс вперед.

100-процентная весовая балансировка рулей, при которой центр масс располагается на оси вращения руля, обеспечивает полное устранение причины возникновения и развития флаттера.

Выбор и расчёт

Глубокое сваливание у самолётов с Т-образным оперением.

На органы оперения в полёте действуют распределённые аэродинамические силы, величина и закон распределения которых задаются нормами прочности или определяются продувками. Массовыми инерционными силами оперения ввиду их малости обычно пренебрегают. Рассматривая работу элементов оперения при восприятии внешних нагрузок, по аналогии с крылом следует различают общую силовую работу агрегатов оперения как балок, в сечениях которых действуют перерезывающие силы, изгибающие и крутящие моменты, и работу местную от воздушной нагрузки, приходящейся на каждый участок обшивки с подкрепляющими её элементами.

Различные агрегаты оперения отличаются друг от друга назначением и способами закрепления, что вносит свои особенности в силовую работу и влияет на выбор их конструктивно-силовых схем. Требуемая эффективность оперения обеспечивается правильным выбором форм и расположения его поверхностей, а также численных значений параметров этих поверхностей. Чтобы избежать затенения органы оперения не должны попадать в спутную струю крыла, гондол и других агрегатов самолёта. Не меньшее влияние на эффективность оперения оказывает и применение компьютерных пилотажных систем. Например до появления достаточно совершенных самолётных бортовых компьютеров V-образное оперение почти не применялось, из-за его сложности в управлении.

Более позднее наступление волнового кризиса на оперении достигается увеличенными по сравнению с крылом углами стреловидности и меньшими относительными толщинами. Избежать флаттера и бафтинга можно известными мерами устранения этих явлений аэроупругости.

Конструкция оперения

Оперение самолетов по внешним формам, характеру нагружения и работе подобно крылу. Поэтому оно состоит из тех же конструктивных элементов, что и крыло.

Силовая схема стабилизатора и киля состоит из продольного набора (лонжеронов, стенок и стрингеров), поперечного набора (нервюр) и обшивки. Как и крылья, стабилизатор и киль могут быть лонжеронными или моноблочными (кессонными). На малых и средних скоростях полета при малых удлинениях стабилизатора и киля более выгодной оказывается лонжеронная конструкция.

Конструкция киля по сравнению со стабилизатором особых отличий не имеет. На небольших сверхзвуковых самолетах при большой стреловидности киля применяют лонжеронную схему с внутренним подкосом.

На больших самолетах стабилизаторы и кили обычно выполняют моноблочными с двумя или тремя лонжеронами.

Хвостовое оперение

Хвостовое оперение - аэродинамические профили, расположенные в хвостовой части самолета. Выглядят они как относительно небольшие «крылышки», которые традиционно устанавливаются в горизонтальной и вертикальной плоскостях и имеют название «стабилизаторы» X. О. предназначено для придания устойчивости и управляемости самолету. X. О. состоит изстабилизатора, рулей высоты, киля и руля управления.

Именно по этому параметру хвостовое оперение и подразделяется, прежде всего - на горизонтальное и вертикальное, соответственно с плоскостями, в которых устанавливается. Классическая схема - один вертикальный и два горизонтальных стабилизатора, которые непосредственно соединены с хвостовой частью фюзеляжа. Именно такая схема наиболее широко используемая на гражданских авиалайнерах. Однако существуют и другие схемы - например, Т-образное, которое применяется на Ту-154.

В подобной схеме горизонтальное оперение прикреплено к верхней части вертикального, и если смотреть спереди или сзади самолета, оно напоминает букву «Т», от чего и получило название. Также существует схема с двумя вертикальными стабилизаторами, которые вынесены на законцовки горизонтального оперения, пример самолета с таким типом оперения - Ан-225. Также два вертикальных стабилизатора имеет большинство современных истребителей, однако установлены они на фюзеляже, поскольку те имеют форму фюзеляжа несколько более «приплюснутую» по горизонтали, по сравнению с гражданскими и грузовыми воздушными судами.

Ну и в целом, существуют десятки различных конфигураций хвостового оперений и каждая имеет свои достоинства и недостатки, о которых речь пойдет несколько ниже. Даже устанавливается оно не всегда в хвостовой части самолета, однако это касается лишь горизонтальных стабилизаторов

Хвостовое оперение самолета Ту-15

Принцип работы хвостового оперения. Основные функции

А теперь о функциях хвостового оперения, зачем же оно необходимо? Поскольку оно еще называется стабилизаторами, то можно предположить, что они что-то стабилизируют. Верно, это так. Хвостовое оперение необходимо для стабилизации и балансировки самолета в воздухе, а еще для управления самолетом по двум осям - рысканье (влево-вправо) и тангаж (вверх-вниз).

Вертикальное хвостовое оперение

оперение хвостовой самолет киль

Функции вертикального оперения - стабилизация самолета. Кроме двух вышеперечисленных осей, еще существует третья - крен (вращение вокруг продольной оси самолета), так вот, при отсутствии вертикального стабилизатора, крен вызывает раскачивание самолета относительно вертикальной оси, притом раскачивание очень серьезное и абсолютно неконтролируемое. Вторая функция - управление по оси рысканья.

К задней кромке вертикального стабилизатора прикреплен отклоняемый профиль, который управляется из кабины пилотов. Это две основные функции вертикального хвостового оперения, абсолютно неважно количество, позиция и форма вертикальных стабилизаторов - эти две функции они выполняют всегда

Виды вертикальных хвостовых оперений

Горизонтальное хвостовое оперение

Теперь о горизонтальном хвостовом оперении. Оно также имеет две основные функции, первую можно охарактеризовать как балансировочную. Для того чтобы понять что тут к чему, можно провести простой эксперимент. Необходимо взять какой-либо длинный предмет, например линейку и положить ее на один вытянутый палец так, чтобы она не падала и не клонилась ни назад, ни вперед, т.е. найти ее центр тяжести. Итак, теперь у линейки (фюзеляжа) есть крыло (палец), уравновесить ее вроде не сложно. Ну а теперь необходимо представить, что в линейку закачиваются тонны топлива, садятся сотни пассажиров, загружается огромное количество груза.

Естественно, все это загрузить идеально относительно центра тяжести просто невозможно, однако есть выход. Необходимо прибегнуть к помощи пальца второй руки и поместить его сверху от условно задней части линейки, после чего сдвинуть «передний» палец к заднему. В итоге получилась относительно устойчивая конструкция. Можно еще сделать по другому: поместить «задний» палец под линейку и сдвинуть «передний» вперед, в сторону носовой части. Оба этих примера показывают принцип действия горизонтального хвостового оперения.

Более распространен именно первый тип, когда горизонтальные стабилизаторы создают силу, противоположную по направлению к подъемной силе крыльев. Ну и вторая их функция - управление по оси тангажа. Здесь все абсолютно также как и с вертикальным оперением. В наличии отклоняемая задняя кромка профиля, которая управляется из кокпита и увеличивает либо уменьшает силу, которую создает горизонтальный стабилизатор благодаря своему аэродинамическому профилю. Здесь следует сделать оговорку, относительно отклоняемой задней кромки, ведь некоторые самолеты, особенно боевые, имеют полностью отклоняемые плоскости, а не только их части, это касается и вертикального оперения, однако принцип работы и функции от этого не меняются.

Виды горизонтальных хвостовых оперений

А теперь о том, почему конструкторы отходят от классической схемы. Сейчас самолетов огромное количество и их предназначение вместе с характеристиками очень сильно отличается. И, по сути, здесь необходимо разбирать конкретный класс самолетов и даже конкретный самолет в отдельности, но чтобы понять основные принципы будет достаточно нескольких примеров.

Первый - уже упоминаемый Ан-225, имеет двойное вынесенное вертикальное оперение по той причине, что он может нести на себе такую объемную вещь как челнок Буран, который в полете затенял бы в аэродинамическом плане единственный вертикальный стабилизатор, расположенный по центру, и эффективность его была бы чрезвычайно низкой. Т-образное оперение Ту-154 также имеет свои преимущества. Поскольку оно находится даже за задней точкой фюзеляжа, по причине стреловидности вертикального стабилизатора, плечо силы там самое большое (здесь можно опять прибегнуть к линейке и двум пальцам разных рук, чем ближе задний палец к переднему, тем большое усилие на него необходимо), потому его можно сделать меньшим и не таким мощным, как при классической схеме. Однако теперь все нагрузки, направленные по оси тангажа передаются не на фюзеляж, а на вертикальный стабилизатор, из-за чего тот необходимо серьезно укреплять, а значит и утяжелять.

Кроме того, еще и дополнительно тянуть трубопроводы гидравлической системы управления, что еще больше прибавляет вес. Да и в целом такая конструкция более сложная, а значит менее безопасная. Что же касается истребителей, почему они используют полностью отклоняемые плоскости и парные вертикальные стабилизаторы, то основная причина - увеличение эффективности. Ведь понятно, что лишней маневренности у истребителя быть не может

Т-образное оперение самолета содержит киль, на верхней части которого закреплен поворотный стабилизатор, снабженный приводом и шарнирными узлами крепления, состоящими из пары вилок, каждая из которых включает в себя внешнюю и внутреннюю проушины на лонжероне стабилизатора и проушину киля, в отверстиях которых на подшипниках смонтировано соединительное устройство. Каждая из проушин киля состоит из двух частей и в ней установлен стакан с шаровым подшипником. Каждая внешняя и внутренняя проушины вилки стабилизатора соединены с проушинами киля полым болтом, внутри которого размещен дублирующий болт, стянутый гайкой, поверх которого установлена гайка со стопором для фиксации положения проушин киля относительно вилки. Концы упомянутых полых болтов расположены между вилками с торцевым зазором и соединены между собой охватывающей их промежуточной втулкой, на внешней стороне которой установлена качалка управления рулями стабилизатора, зафиксированная стопорным кольцом с болтом. Изобретение направлено на повышение живучести самолета. 6 ил.

Известны самолеты с Т-образным хвостовым оперением, у которого поворотный стабилизатор закреплен на задних шарнирных соединениях с общей осью вращения, состоящей из проушин, вилок и соединяющих их болтов, и имеющий переднее шарнирное соединение, связанное с каркасом самолета механизмом управления стабилизатора (см. Руководство по эксплуатации самолета ТУ-154М, раздел 055.50.00, стр.3/4, рис.1, февраль 22/85).

Однако известное устройство обладает целым рядом недостатков.

Отсутствует дублирование жизненно важных элементов, т.е. тех элементов, разрушение которых приводит к катастрофе самолета. Такими элементами являются задние шарнирные соединения установки поворотного стабилизатора на киль самолета. Безопасность полета обеспечивается за счет очень малых расчетных напряжений в элементах шарнирных узлов, что приводит к дополнительному весу конструкции, т. к. приходится увеличивать габариты (толщину) проушин, габариты обтекателей, прикрывающих эти проушины, а значит и увеличению аэродинамического сопротивления.

Задачей настоящего изобретения является увеличение живучести самолета путем повышения надежности конструкции Т-образного хвостового оперения.

Решение технической задачи обеспечивается тем, что конструкция подвижного крепления стабилизатора на киле имеет дублирующие жизненноважные элементы.

Хвостовое оперение самолета имеет поворотный стабилизатор 1, закрепленный на киле 2 на двух шарнирных узлах крепления с соединительным устройством, каждый из которых состоит из вилки (см. фиг.2), содержащей внешнюю проушину 3 и внутреннюю проушину 4, которые выполнены на лонжероне 5 стабилизатора 1, и проушины 6 киля 2. В проушине 6 установлен стакан 7, закрепленный гайкой 8, в котором размещен шаровый подшипник 9, зафиксированный гайкой 10. Проушины 3,4 вилки соединяются с проушиной 6 болтом 11, внутри которого расположен дублирующий болт 12, затянутый гайкой 13. Пакет деталей 9,14 через болт 11 стянут гайкой 15, имеющей внешнюю левую резьбу. На гайку 15 наворачивается гайка 16, фиксирующая положение проушины 6 относительно вилки киля. Гайка 16 стопорится шайбой 17. Концы болтов 11 соединены втулкой 18 с бронзовым вкладышем. На втулке 18 с внешней стороны установлена качалка 19 управления рулями стабилизатора, которая фиксируется на ней кольцом 20 через болт 21, одновременно соединяющим втулку 18 с болтом 11.

Работа осуществляется следующим образом.

В случае разрушения в соединительном устройстве болта 11, нагрузку воспринимает болт 12. Проушина 6 киля 2 состоит из двух частей равной толщины и, в случае разрушения одной из половин, нагрузку воспринимает вторая половина проушины.

При разрушении одной из четырех проушин 3,4 вилок стабилизатора аэродинамическая нагрузка от него передается на проушины 6 киля 2 через изгиб полых болтов 11, соединенных между собой втулкой 18, берущей изгибающий момент и перерезывающую силу в месте стыка болтов. При разрушении внешней проушины 3 вилки стабилизатора полые болты 11 с втулкой 18 работают как консольная балка, опертая на соседнее шарнирное соединение и внутреннюю проушину 4 вилки. При разрушении внутренней проушины 4 болты с втулкой 18 работают как двухопорная балка, опирающаяся на внешнюю проушину 3 вилки стабилизатора и соседнее шарнирное соединение.

Использование изобретения позволит обеспечить повышение надежности и снижение аварий и катастроф путем увеличения безопасности полетов самолетов с Т-образным хвостовым оперением за счет дублирования жизненноважных элементов конструкции крепления стабилизатора на киле.

Формула изобретения

Хвостовое оперение самолета, содержащее киль, на верхней части которого закреплен поворотный стабилизатор, снабженный шарнирными узлами крепления с соединительным устройством на подшипниках, состоящими из пары вилок, каждая из которых включает в себя внешнюю и внутреннюю проушины на лонжероне стабилизатора и проушину киля, отличающееся тем, что соединительное устройство установлено в обеих вилках стабилизатора и проушинах киля, при этом каждая из проушин киля состоит из двух частей и в ней установлен стакан с шаровым подшипником, а каждая внешняя и внутренняя проушины вилки стабилизатора соединены с проушинами киля полым болтом, внутри которого размещен дублирующий болт, стянутый гайкой, поверх которого установлена гайка со стопором для фиксации положения проушин киля относительно вилки, при этом концы упомянутых полых болтов расположены между вилками с торцевым зазором и соединены между собой охватывающей их промежуточной втулкой, на внешней стороне которой установлена качалка управления рулями стабилизатора, зафиксированная стопорным кольцом с болтом.

Конструкция хвостового оперения существенно зависит от общей схемы самолета. Из за особенностей размещения, эффективность оперения находится под влиянием крыла и воздушного винта. Установка оперения на фюзеляже или хвостовых балках определяет и конструктивную схему фюзеляжа (балок) в этом месте.

Примеры схем хвостового оперения, заимствованные из практики приведены на рис 4. Возможны и другие варианты хвостового оперения, которые здесь не рассматриваются (например схема V-образного оперения).

Основные схемы оперения

Наиболее распространенной является схема с одним килем и стабилизатором, установленным на фюзеляже или киле - (Рис 4 а, б, в). Она обеспечивает конструктивную простоту и жесткость, хотя в случае Т-образного хвостового оперения (Рис 4в) необходимо принимать меры, предотвращающие его флаттер.

Схема Т-образного оперения обладает и рядом приемуществ. Расположение горизонтального оперения в верхней части киля создает для последнего эффект концевой шайбы, что может способствовать уменьшению потребной площади вертикального оперения. С другой стороны высокорасположенное горизонтальное оперение находится в зоне небольшого скоса потока от крыла при средних (полетных) углах атаки, что позволяет уменьшить потребную площадь горизонтального оперения. Таким образом площадь Т-образного оперения может быть меньше площади оперения с низким расположением горизонтального оперения.

Необходимая площадь вертикального оперения в значительной мере определяется длиной и площадью боковой проекции части фюзеляжа, находящейся впереди центра тяжести самолета. Чем длиннее носовая част фюзеляжа, (и больше площадь ее боковой проекции) тем при прочих равных условиях больше площадь вертикального оперения, необходимая для устранения дестабилизирующего момента этой части фюзеляжа.

Если двигатели расположены на крыле, то полет с одним отказавшим двигателем является условием для выбора размеров киля и руля направления многодвигательного самолета.

Значительная высота вертикального оперения (в случае его потребной площади) может привести к появлению моментов по крену при отклонении руля направления в результате большого плеча между центром давления вертикального оперения и продольной осью самолета. Если такая опасность существует, заслуживает внимания разнесенная двухкилевая схема хвостового оперения, уменьшающая этот эффект (Рис 4д). Для двухбалочной (Рис 4г) или рамной схемы самолета выбор такого оперения очевиден. Поскольку расположение килей на концах горизонтального оперения создает эффект концевых шайб, то площадь горизонтального оперения может быть уменьшена.

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Устойчивость, управляемость самолета. Принцип действия рулей. Центровка самолета, фокус его крыла. Понятие аэродинамической компенсации. Особенности поперечной устойчивости и управляемости на больших скоростях полета. Боковая устойчивость и управляемость.

лекция , добавлен 23.09.2013


Элероны - подвижные части крыла, расположенные у задней кромки крыла на его концах и отклоняемые одновременно в противоположные стороны. Отклонение одного элерона вверх, а другого вниз приводит к созданию поперечного момента, вызывающего крен самолета.

контрольная работа , добавлен 25.05.2008


Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.

курсовая работа , добавлен 01.12.2013


Геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. Особенности устойчивости и управляемости самолета. Прочность самолета. Особенности полета в неспокойном воздухе и в условиях обледенения.

книга , добавлен 25.02.2010


Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.

курсовая работа , добавлен 29.10.2012


Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.

курсовая работа , добавлен 20.09.2012


Техническое описание самолета. Система управления самолетом. Противопожарная и топливная система. Система кондиционирования воздуха. Обоснование проектных параметров. Аэродинамическая компоновка самолета. Расчет геометрических характеристики крыла.

курсовая работа , добавлен 26.05.2012


Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.

курсовая работа , добавлен 17.06.2015


Особенности проектирования пассажирского самолета. Параметрический анализ однотипных аэропланов и технических требований к ним. Формирование облика самолета, определение массы конструкции, компоновка фюзеляжа, багажных помещений и оптимизация параметров.

курсовая работа , добавлен 13.01.2012


Аэродинамическая компоновка самолета. Фюзеляж, крыло кессонного типа, оперение, кабина экипажа, система управления, шасси, гидравлическая система, силовая установка, топливная система, кислородное оборудование, система кондиционирования воздуха.

Оперение составляют несущие поверхности, предназначенные для обеспечения продольной и путевой устойчивости и управляемости самолета. Оно состоит обычно из горизонтального и вертикального оперений (рис. 3.1). Горизонтальное оперение (ГО) служит для продольной устойчивости и управляемости самолета, вертикальное оперение (ВО) - для путевой устойчивости и управляемости самолета.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты (РВ). Стабилизатор является обычно неподвижной частью ГО, он совместно с РВ обеспечивает продольную устойчивость самолета в полете. Руль высоты - подвижная часть горизонтального оперения, предназначенная для управления самолетом относительно поперечной оси. Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления (РН). Киль - неподвижная часть ВО - совместно с РН обеспечивает путевую и поперечную устойчивость самолета в полете. Руль направления является подвижной частью вертикального оперения, предназначенной для управления самолетом относительно вертикальной оси.

Схемы оперения различаются в основном в зависимости от взаимного расположения ГО и ВО и их расположения относительно фюзеляжа. В традиционной схеме ГО и ВО крепятся на хвостовой части фюзеляжа. Такая схема оперения наиболее выгодна в отношении массы и вибропрочности, но не всегда приемлема. Так, при верхнем расположении крыла или расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа применяют Т-образное оперение. В этой схеме ГО крепится на киле с целью выноса его из скошенного потока за крылом и струи газов двигателей. На некоторых самолетах с этой целью вместо Т-образного применяют V-образное оперение.

Рис.3.1. Оперение и элероны самолета:

1, 5 - элероны; 2 - триммер элеронов; 3, 4 - сервокомпенсаторы элеронов;

6, 12 -рули высоты; 7, 11 - триммеры руля высоты; 8 - руль направления;

9, 10 - триммер и пружинный сервокомпенсатор руля направления

Достаточно часто кили устанавливают на концах стабилизатора. Такое разнесенное ВО повышает эффективность и уменьшает индуктивное сопротивление ГО, поскольку кили выполняют в этом случае роль концевых шайб. Разнесенное ВО особенно выгодно для самолетов с турбовинтовыми двигателями, так как струи воздуха от воздушных винтов увеличивают эффективность ВО на малых скоростях полета. Кроме того, у разнесенного ВО центр давления ниже, чем у ВО обычной схемы, следовательно, меньше крутящий момент фюзеляжа. Недостатками Т-образного оперения и оперения с разнесенным ВО является необходимость усиления киля и стабилизатора, а следовательно, увеличения массы оперения, а также необходимость усложнения проводки управления рулями.

На самолетах типа "утка" ГО располагается впереди крыла. Такая схема ухудшает обзор из кабины экипажа, однако обеспечивает более высокие несущие свойства в сравнении с самолетами обычной схемы, поскольку уравновешивающая аэродинамическая сила на ГО направлена вверх, а не вниз.

Самолеты типа "бесхвостка" могут не иметь горизонтального оперения. В такой схеме продольная устойчивость обеспечивается применением

S-образного профиля и соответствующими очертаниями крыла в плане. Функции руля высоты выполняют элевоны, которые действуют в качестве элеронов и руля высоты. Отказ от ГО в схеме "бесхвостка" позволяет уменьшить лобовое сопротивление и массу самолета. Недостатком схемы является уменьшение несущих способностей крыла из-за необходимости применения S-образного профиля и элевонов, отклоняемых вверх в процессе продольной балансировки самолета.

Геометрические характеристики оперения - форма профиля, форма в плане, угол поперечного V - аналогичны характеристикам крыла. Кроме того, оперение характеризуется относительными площадями горизонтального и вертикального оперений, руля высоты и руля направления.

Оперение обычно имеет симметричные профили, что позволяет сохранить одинаковый характер аэродинамических нагрузок при отклонении рулей в разные стороны и обеспечить меньшее лобовое сопротивление. Для стабилизатора иногда применяется несимметричный профиль, установленный в перевернутом положении (обратной кривизны). Такой профиль создает при нулевом угле атаки ГО аэродинамическую силу, направленную вниз и уравновешивающую момент подъемной силы крыла при минимальном балансировочном сопротивлении самолета.

Профили оперения выбираются такими, чтобы срыв потока и скачки уплотнения возникали на оперение позже, чем на крыле. Этим достигается сохранение устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета. С этой же целью оперению придают стреловидность на 5 - 10° больше стреловидности крыла.

Относительные площади горизонтального и вертикального оперений S ГО и S ВО выражаются отношением площадей ГО и ВО к площади крыла:

S ГО = S ГO /S; S BO = S BO /S.

Относительная площадь руля высоты S B выражается отношением площади РВ S B площади ГО, а относительная площадь руля направления S H - отношением площади РН к площади ВО:

S В =S В /S ГО; S Н = S Н /S ВО

Нагрузки, действующие на оперение в полете, по характеру аналогичны нагрузкам, действующим на крыло. Массовые нагрузки от конструкции ГО и ВО невелики и в расчетах обычно не учитываются. Расчет на прочность и жесткость ведется на уравновешивающие и маневренные нагрузки, а также нагрузки при полете в неспокойном воздухе.

Уравновешивающая аэродинамическая сила на горизонтальном оперении Y ГО уравновешивает момент, создаваемый подъемной силой крыла Y относительно ЦМ самолета:

Y ГО L ГО =Ya, где L ГO - плечо горизонтального оперения, т. е. длина проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего заданную точку на САХ крыла (обычно в диапазоне центровок самолета) с точкой, лежащей на 1/4 САХ горизонтального оперения.

Маневренные нагрузки возникают при резком отклонении руля и зависят от темпа его отклонения. При полете в неспокойном воздухе на ГО действуют нагрузки от порывов ветра. Эти нагрузки пропорциональны скорости потока при порыве и площади ГО.

На ВО уравновешивающая нагрузка возникает при скольжении самолета. Она достигает больших значений при отказе двигателя, находящегося на удалении от продольной оси самолета.

При отклонении рулей стабилизатор и киль дополнительно нагружаются сосредоточенными силами с рулей через узлы подвески. Направление этих сил зависит от направления отклонения рулей.

Нагрузки на оперение, как и на крыле, определяются для ряда расчетных случаев.

К рулевым поверхностям, кроме РВ и РН, относятся элероны - подвижные части крыла, отклоняемые одновременно в противоположные стороны (вверх и вниз), предназначенные для управления самолетом относительно его продольной оси.

Под устойчивостью понимают способность ВС самостоятельно, без участия пилота, сохранять заданное состояние движения и возвращаться к исходному режиму полета после непроизвольного отклонения, вызванного действием внешних возмущений.

Под управляемостью ВС понимают его способность изменять режим полета при отклонении рулевых поверхностей. Устойчивость и управляемость относятся к наиболее важным свойствам ВС, от них зависят безопасность полета, простота и точность пилотирования.

Посредством рулей и элеронов обеспечивается балансировка самолета, т. е. уравновешивание действующих на него сил и моментов. Достигается балансировка отклонением рулевых поверхностей на определенный, так называемый балансировочный угол.

В нормальных условиях полета пилот (автопилот) периодически балансирует самолет рулем высоты в связи с изменением центровки, вызванной выработкой топлива или перемещением пассажиров и грузов. В случае отказа двигателя, неравномерной выработки топлива из левой и правой половин крыла и в некоторых других случаях балансировка самолета достигается отклонением руля направления и элеронов.

Балансировочное положение рулевых поверхностей желательно иметь близким к их нейтральному положению. В противном случае существенно увеличивается лобовое сопротивление самолета. Так, балансировочные потери от отклонения руля высоты могут сократить дальность полета самолета более чем на 10%.

Таким образом, рули и элероны выполняют две функции: обеспечивают равновесие действующих на самолет сил и моментов при полете в установившемся режиме и служат для управления, т.е. преднамеренного нарушения этого равновесия с целью изменения режима и траектории полета.

На вертолетах функции оперения выполняют несущие и рулевые винты, но часто в качестве вспомогательных устройств применяется оперение самолетного типа.

Двухвинтовой вертолет соосной схемы снабжается килем и рулем направления, которые улучшают путевую устойчивость и управляемость вертолета; РН, кроме того, повышает путевую управляемость на режиме самовращения несущего винта.

На одновинтовых вертолетах роль киля выполняет концевая балка, сечениям которой придается форма несимметричного профиля. Такая килевая балка повышает путевую устойчивость вертолета и разгружает в горизонтальном полете рулевой винт. Руль направления на одновинтовых вертолетах не применяется, поскольку достаточная путевая управляемость достигается посредством рулевого винта.

Горизонтальное оперение состоит обычно из управляемого стабилизатора, предназначенного для повышения продольной устойчивости вертолета. Стабилизаторы могут предусматриваться на вертолетах различных схем. Управление стабилизатором осуществляется через систему управления несущим винтом. Некоторые вертолеты имеют неуправляемые стабилизаторы.

Конструкция оперения вертолетов аналогична конструкции оперения самолетов. Поскольку вертолеты имеют относительно небольшие скорости полета, обшивка оперения может быть полотняной.