книги из ГПНТБ / Микеладзе, В. Г. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и крылатых ракет

самолета с большой дальностью полета. Несущая поверхность самолета выполняется различной формы в плане (см., напри­ мер, рис. 1.100) и имеет в различных сечениях различные про­ фили, которые в свою очередь могут иметь различные углы уста­

новки или крутки * по отношению к строительной горизонтали фюзеляжа или базовой плоскости крыла. На рис. 1.105.1 в каче­ стве примера показаны два сечения с профилями, установлен­ ными под разными углами ср к строительной горизонтали пли Фкр — к базовой плоскости, а на рис. 1.105.2 — изменение углов

крутки вдоль полуразмаха крыла. Начало координат О дано в плоскости симметрии самолета.

На рис. 1.100 справа дана схема пассажирского самолета, на которой показано крыло в плане, слева — схема самолета с крылом изменяемой геометрии в полете. Несущие поверхности на схемах самолетов заштрихованы.

* Определение угла крутки дано в 2.226.

20

1.110. Управляющие и стабилизирующие поверхности самолета и крылатой ракеты

Управляющие и стабилизирующие поверхности служат для выполнения полета на заданных режимах и маневра за счет из­ менения аэродинамических сил и моментов относительно центра масс самолета при их отклонении. Управляющие поверхности де­ лятся на:

1)органы продольного управления;

2)органы поперечного управления;

3)органы путевого управления.

1.115. Органы продольного управления самолета

К органам продольного управления самолета относятся уп­ равляемый стабилизатор, рули высоты самолета, поворотные ру­ ли ракет. Для примера на рис. 1.115 показаны органы продоль­ ного управления одного из пас­

рии самолета |(прямая ось вращения), либо расположенной под некоторым углом к плоскости симметрии (стреловидная ось вра­ щения) .

В схеме «бесхвостка» органами продольного и поперечного управления самолетов служат элевоны, расположенные вдоль задней кромки крыла (рис. 1.115.1). При отклонении в одну сто­ рону на правой и левой половинах крыла элевоны выполняют функцию органов продольного управления, а в разные стороны— поперечного. При разделении элевонов на секции возможно ис­ пользование отдельных секций только в качестве органов про­ дольного управления (например, корневые секции), в качестве органов поперечного управления (например, концевые секции) и

21

в качестве органов как продольного, так и поперечного управле­ ния (например, средние секции).

У—корневые секции; 2—средние секции; 3—концевые секции

1.120. Органы поперечного управления самолета

К органам поперечного управления относятся элероны и ин­ терцепторы (рис. 1.120). Элероны могут быть снабжены серво­

компенсаторами или триммерами (см. 1. 160, 1. 162, 1. 164, 1. 166) для уменьшения усилий, потребных для поворота элеронов на самолетах с большими площадями элеронов. В качестве органов

22

поперечного управления самолетов бесхвостой схемы использу­ ются элевоны (см. рис. 1.115.1). В некоторых случаях в каче­ стве органов поперечного управления может использоваться дифференциальный стабилизатор.

1.121. Органы путевого управления самолета

К органам путевого управления самолета относятся управ­ ляемый (поворотный) киль, руль направления (см. рис. 1.115). Руль направления на больших самолетах может иметь сервоком­ пенсатор или триммер — устройства, служащие для уменьшения усилий на ручке управления при повороте руля на заданный угол (см. 1.160, 1.162, 1.164, 1.166).

1.122. Органы управления крылатой ракеты

Органы управления крылатой ракеты выполняются либо в виде рулей (и элеронов) на неподвижном крыле (см. рис. 1.101), либо в виде рулей, размещаемых в хвостовой части ракеты (рис. 1.122) или в носовой, спроектированной в схеме «утка» (см.

Рис. 1.122. Одноступенчатая ракета:

1—крыло ракеты; 2—рули

рис. 5.005). Управление может также осуществляться при помо­ щи отклонения консолей поворотного крыла ракеты (см. рис. 2.025.2). Для управления ракетой иногда используются интер­ цепторы, представляющие плоские тонкие пластинки, выступаю­ щие на небольшую высоту за поверхность крыла. Интерцепторы размещаются вдоль размаха крыла и могут убираться внутрь крыла заподлицо с его поверхностью.

Управление ракетой осуществляется также с помощью газо­ вых рулей, описание которых не входит в содержание данной книги.

23

1.123. Тормозные устройства

Тормозные устройства, или аэродинамические тормоза, при­ меняются на самолете с целью быстрого уменьшения скорости полета при маневре, ограничения скорости пикирования, умень­ шения скорости в воздухе при заходе на посадку и для умень­ шения длины пробега при посадке. Тормозные устройства для уменьшения скорости полета самолета в воздухе выполняются в виде управляемых щитков, размещаемых обычно на наружной поверхности фюзеляжа (фюзеляжные тормозные щитки, рис. 1.123) или на крыле (крыльевые щитки).

Рис. 1.123. Размещение щитков на фюзеляже:

/—щиток; 2—фюзеляж

Врабочем состоянии щитки, выступая за поверхность само­ лета, создают дополнительное аэродинамическое сопротивление, уменьшающее скорость полета. В нерабочем состоянии щитки располагаются заподлицо с фюзеляжем или крылом.

Тормозные щитки проектируются так, чтобы они по возмож­ ности имели большое сопротивление при малом изменении подъ­ емной силы и продольного момента самолета. Щитки выполня­ ются перфорированными и неперфорированными. Перфорация щитков применяется в некоторых случаях как средство для уменьшения дополнительных моментов при открывании тормоз­ ных щитков. Тормозные щитки характеризуются относительной площадью

где 5Т.Щ— площадь тормозных щитков, а 5 —■площадь крыла;

24

относительной площадью перфорации, если она есть на щитке,

где 5п.щ — площадь перфорации щитка; отклонением щитка на угол бщ и относительным размещением щитков на самолете, на­ пример расстоянием от носка бортовой хорды до передней кром­ ки тормозного щитка в неотклоненном состоянии (см. рис. 1.123).

К тормозным устройствам относятся и гасители, служащие для гашения подъемной силы при заходе самолета на посадку

ппри пробеге по земле. Гасители подъемной силы выполняются

ввиде щитков, размещаемых на верхней поверхности крыла (см.,

например, рис. 1.120).

Для уменьшения скорости движения после приземления при­ меняются также тормозные парашюты, реверс тяги (т. е. отри­ цательная тяга) п колесные тормоза.

1.124. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА

Механизация крыла служит для изменения его аэродинами­ ческих характеристик, например, увеличения несущих свойств крыла на взлетно-посадочных режимах самолета с целью умень­ шения скорости посадки, длины пробега и разбега самолета и на маневрах.

Механизация крыла состоит из механизации передней кром­ ки крыла и механизации задней кромки крыла.

1.125. Механизация передней кромки крыла

Для механизации передней кромки крыла применяются уст­ ройства, размещаемые в передней части крыла (в области, при­ мыкающей к передней кромке крыла).

На рис. 1.125 показана механизация передней кромки крыла самолета. Она может быть выполнена в виде скользящего либо выдвижного предкрылка, носового щитка, а также в других ва­ риантах.

1.130. Механизация задней кромки крыла

На рис. 1.130 показаны различные виды механизации задней кромки крыла: простой закрылок 1, однощелевой 2, двухщелевой 3, трехщелевой 4, отклоняющийся щиток 5 и скользящий щиток 6. Усложнение конструкции закрылков (переход к многощеле­ вым закрылкам) связано с необходимостью в ряде случаев даль­ нейшего улучшения несущих свойств крыла. На рис. 1.120 пока­ зано, что по размещению на крыле вдоль размаха закрылки де­ лятся на внутренние и внешние. Впереди закрылков установлены

25

гасители подъемной силы 5 и интерцепторы 6, используемые при пробеге также в качестве гасителей подъемной силы.

1.135. Управление пограничным слоем (УПС)

Управление пограничным слоем (УПС) применяется с целью улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета. При этом используются способы затягивания срыва пограничного слоя на несущей поверхности или устранения срыва, основан­ ные на выдувании сжатого воздуха, отбираемого от ТРД. Тот же эффект достигается путем отсасывания воздуха через щели несущей поверхности. Затягивание срыва пограничного слоя при

26

помощи указанных способов дает возможность отклонять за­ крылки на существенно большие углы и увеличивать в связи с этим несущие свойства крыла.

На рис. 1.135, 1.135.1 и 1.135.2 показаны возможные устрой­ ства, основанные на способе выдувания сжатого воздуха, на рис. 1.135 — устройство, улучшающее работу закрылка в резуль­ тате выдувания сжатого воздуха через щель, расположенную перед закрылком.

На рис. 1.135.1 выдуваемый сжатый воздух поступает на за­ крылок из камеры, размещенной на самом закрылке. На рис. 1.135.2 показано устройство, ослабляющее эффект срыва погра­ ничного слоя как у передней кромки несущей поверхности, так и у задней.

На рис. 1.135.3 показано возможное устройство, основанное на отсасывании пограничного слоя (в камере — разрежение).

1.140. Аэродинамическая компенсация

Для уменьшения аэродинамических шарнирных моментов, действующих на орган управления, применяется аэродинамиче­ ская компенсация: осевая, внутренняя, роговая, сервокомпенса­ ция.

27

1.145. Осевая и роговая компенсации

Осевая компенсация широко используется в практике само­ летостроения вследствие высокой эффективности и простоты уст­ ройства. На рис. 1.145 и 1.145.1 показаны органы управления с осевой и роговой компенсацией. В случае осевой компенсации (см. рис. 1.145) компенсатором является часть органа управле­ ния (руля элерона), размещенная перед осью вращения. Пло­ щадь осевой компенсации заштрихована на рис. 1.145.

O C h б п п ш р и п а п и п п

При отклонении органа управления на компенсирующей по­ верхности за счет перепада давления создается момент, обрат­ ный по знаку моменту от части органа управления, расположен­ ной за осью вращения. К недостаткам осевой компенсации относится наличие уступов на профиле крыла при отклонении ор­ гана управления, что приводит к росту лобового сопротивления и уменьшению эффективности органов управления при больших углах отклонения.

Другим простым видом компенсации является роговая (рис. 1.145.1). Роговым компенсатором является часть поверхности руля или элерона, вынесенная также перед осью вращения и размещенная в концевой части руля или элерона.

28

1.150. Компенсация аэродинамическая внутренняя

При внутренней аэродинамической компенсации компенси­ рующая поверхность руля и элерона перед осью вращения за­ ключена в камеру с прорезями (рис. 1.150). Камера разделена на две части герметическим гибким устройством (сильфоном). При отклонении руля между верхней и нижней камерами уста-

Рис. 1.150. Внутренняя компенсация

навлпвается перепад давления, который создает на компенси­ рующей поверхности шарнирный момент, обратный по знаку мо­ менту, создаваемому рулевой поверхностью за осью вращения.

К преимуществам внутренней компенсации относится малое лобовое сопротивление, к недостаткам — ограничение углов от­ клонения органа управления, сложность в эксплуатации.

1.160. Сервокомпенсация

Сервокомпенсация является одним из эффективных средств уменьшения шарнирных моментов. В качестве сервокомпенсато­ ра используется рулевая поверхность, составляющая часть по­ верхности основного' органа управления, отклонение которой в сторону, противоположную отклонению основного органа управ­ ления, позволяет уменьшить шарнирный момент. Различные ва­ рианты сервокомпенсаторов показаны на рис. 1.162, 1.164, 1.166, 1.168.

1.162. Кинематический сервокомпенсатор

В кинематическом сервокомпенсаторе угол отклонения вспо­ могательной рулевой поверхности кинематически связан с углом отклонения управляющей поверхности. При отклонении руля в потоке, например, вниз происходит автоматическое отклонение вспомогательной поверхности вверх. Возникающая на серво­ компенсаторе сила (аэродинамическая) способствует отклоне­ нию руля. Таким образом, кинематический сервокомпенсатор облегчает работу основного руля летательного аппарата (рис. 1.162).

1.164. Пружинный сервокомпенсатор

Пружинный сервокомпенсатор (рис. 1.164) применяется не только как устройство, уменьшающее усилие для отклонения руля, но и как устройство, компенсирующее увеличение усилия на тяге, вызванное увеличением скорости полета. Усилие от лет-

29