Аэродинамическая компенсация рулей (элеронов)
Аэродинамическая компенсация рулей (элеронов)
Государственная
летная академия Украины
Контрольная
работа
по
дисциплине основы конструкции авиационной техники
на
тему:
«Аэродинамическая
компенсация рулей (элеронов)»
Выполнил курсант
662 к/о
Качанова Юлия
Проверил
преподаватель:
Соболь О.Ю
Кировоград 2008
Содержание:
1. Назначение
элеронов;
2. Требования;
3. Конструкция
элеронов;
4.
Аэродинамическая компенсация ;
5. Триммер;
6. Особенности
эксплуатации;
Литература.
1.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.
2. Требования к элеронам, кроме общих для всех агрегатов
самолета требований, включают:
- обеспечение эффективного управления на всех режимах полета
;
- минимальное сопротивление в неотклоненом положении ;
- минимальный момент рыскания при крене, при этом разворот
самолета должен происходить всторону крена ;
-
малые шарнирные моменты ;
-
полная весовая балансировка при наименьшей массе балансировочных грузов ;
-
исключение возможности заклинивания при деформациях крыла в полете;
-
простото монтажа и демонтажа элерона на крыле при обеспечении
взаимозаменяемости.
Удовлетворение
основного требования (эффективность на всех режимах полета) достигается:
исключением заклинивания элеронов при изгибе крыла в полете; весовой
балансировкой элеронов; уменьшением шарнирных моментов; уменьшением дополнительных
сопротивлений в отклоненном и убранном положениях; уменьшением момента рыскания
при отклонении элеронов и др.
Эффективность
элеронов зависит от относительных размеров хорды элеронов , относительного размаха элеронов и углов отклонения
элерона .
Значения этих параметров находятся в пределах ; ; отклонения элеронов вверх 25°, вниз 15...25°. При
отклонении элерона вниз увеличивается угол атаки крыла, что при полете на
больших углах атаки может привести к срыву потока с данной половины крыла и к
обратной управляемости. Поэтому углы отклонения элерона вниз ограничивают
(делают отклонение элеронов вверх больше, чем вниз, т. е. дифференциальным).
Большего отклонения элеронов вверх требуют и большая, как правило, кривизна
верхней поверхности крыла и возникающая разность в сопротивлении крыльев при
одинаковом отклонении элеронов вверх и вниз, приводящая к появлению
разворачивающего момента Му нежелаемого знака (к скольжению
самолета вместо разворота). С увеличением площади крыла, занятой механизацией,
а также с появлением интерцепторов размеры элеронов стали уменьшаться. Так,
относительная площадь элеронов уменьшается с 8...9 до 3...4 %, а значение — с 0,4 до 0,2.
Стремление
улучшить ВПХ на легких маневренных самолетах приводит к появлению «зависающих
элеронов» с профилированной щелью перед элероном — флайперонов, работающих
как в элеронном режиме, так и в режиме закрылков. Для уменьшения вероятности
возникновения обратной управляемости по крену — реверса элеронов — стали
применять внешние и внутренние элероны (см. рис. 1) и интерцепторы. Причем
внешние элероны применяют только на взлетно-посадочных режимах — на небольших
скоростях полета, а внутренние, расположенные в более жесткой части крыла,
используются в течение всего полета. Интерцепторы из-за эффекта запаздывания в
изменении подъемной силы при их отклонении (срыв потока наступает не сразу)
используются совместно с элеронами, чтобы повысить эффективность поперечного
управления. Однако стремление механизировать (особенно на маневренных
скоростных самолетах) всю заднюю кромку крыла приводит к тому, что вместо
элеронов совместно с интерцепторами используются дифференциально отклоняемые
половины стабилизатора.
На
самолетах без ГО органы управления на крыле, используемые для обеспечения
поперечной и продольной управляемости, работают как в элеронном режиме, так и
в режиме рулей высоты, и называются элеронами. В этом случае их площадь
и углы отклонения больше, чем у самолетов обычной схемы, так как меньше плечо
от ЦМ самолета до элевонов.
3. Конструкция элеронов (рис. 1). Элероны, как и другие органы управления самолетом
(рули высоты и рули направления), по внешним формам и конструкции (по силовым
элементам, образующим силовую схему, их назначению, конструкции и работе при
передаче нагрузок) аналогичны крылу. Как и конструкция крыла, конструкция
элерона состоит из каркаса и обшивки. Каркас состоит из лонжерона, стрингеров,
нервюр, диафрагм, усиливающих вырезы в носке элерона (рис. 1, а) под
узлы крепления и приводы управления, устанавливаемые на лонжероне. Для уменьшения
деформаций элерона увеличивают число его опор (как минимум до трех). Однако при
изгибе крыла и элерона из-за разных их жесткостей на изгиб и нагрузок возникают
силы, направленные вдоль узлов навески элерона. Чтобы не было заклинивания
элеронов, среди узлов навески должны быть один - два узла, допускающих
перемещение элерона вдоль размаха относительно узлов на крыле. Это узлы с двумя
степенями свободы: либо кардан 17 (рис.1, г), либо торцевые узлы типа консольный болт 11
(рис. 1, б), ось которых совпадает с осью вращения элерона 4 (см. рис.
1, а) и вдоль оси которых элерон может свободно перемещаться. В то же
время хотя бы одна из опор элерона должна быть неподвижной вдоль оси вращения
элерона и фиксировать его положение относительно крыла (рис. 1, в). В
самих узлах навески элерона должны устанавливаться подшипники, обеспечивающие
свободное отклонение элеронов.
Рис. 1. Конструкция элеронов
и узлов их навески
На
рис. 1 показана конструкция элеронов 9, состоящих из двух однотипных
секций, соединенных серьгами. Они навешиваются на кронштейны 1, 3, установленные
на стыках хвостовых частей усиленных нервюр 5 крыла, заднего лонжерона крыла
6 и балки 2 хвостовой части крыла. Здесь восемь опор 1, 3 на
крыле и столько же узлов навески (3' и 1') на элеронах. В
качестве торцевых опор для обеих секций элеронов применены опоры 1 и 1'
типа консольный болт (см. рис. 1, б). Одна из опор такого типа (средняя)
является общей для обеих секций. На рис. 1, б справа — элерон 9, на
торцевой нервюре которого установлен кронштейн с гнездом и сферическим
подшипником узла 1' под консольный болт 11. Слева на этом же
рисунке показан кронштейн 10 на усиленной нервюре 5 крыла,
в гнезде которого (узел 1) закреплен консольный болт 11.
Три
близко расположенных кронштейна 3 на крыле и три средних узла навески 3'
на элероне имеют только одну степень свободы и фиксируют положение элерона
относительно крыла. Эти узлы на элероне (рис. 1, в) выполнены в виде
кронштейнов 14 с двумя проушинами, закрепленных на лонжероне элерона 15.
Верхними проушинами 13 элерон с помощью промежуточных серег 12 навешивается
на кронштейны 3 крыла, а к нижним проушинам крепятся приводы 16 управления
элеронами. На двух усиленных нервюрах, повышающих жесткость на кручение
элерона, впереди его носка установлен сосредоточенный балансировочный груз 7
(см. рис. 4.12, а), обеспечивающий 100-процентную весовую балансировку
элерона (совпадение его ЦМ с осью вращения). Это необходимо для предотвращения
изгибно-элеронного флаттера .Высокая жесткость на кручение небольшого по
размаху элерона с большим числом (восемь) опор (см. рис. 1.) уменьшает его
деформации, в том числе и закручивание. Последнее уменьшает опасность возникновения
флаттера.
Рис. 2. Аэродинамическая
компенсация
Задача
весовой балансировки элерона (как и других рулей на самолете)
часто
решается расположением в его носке распределенного по размаху груза
(металлического прутка 18, рис. 1, д). Это в весовом отношении
хуже из-за меньшего (чем в рассмотренном выше случае) плеча от оси вращения до
груза. Но при этом обеспечивается не только статическая балансировка, а и
динамическая — отсутствует закручивание элерона от инерционных сил балансира
и дополнительное сопротивление при его отклонении. Весовой балансировки
элерона можно достичь частично за счет облегчения хвостовой части элерона
применением сотового заполнителя (рис. 1, е). В этом случае
кроме повышения жесткости элерона можно еще получить и экономию в массе элерона
при его весовой балансировке.
4.
Аэродинамическая компенсация применяется для уменьшения шарнирных моментов
в системе управления элеронами (рулями) Мш = Th = Уэла (рис. 2). На
современных самолетах получили распространение осевая компенсация (рис. 2 а),
внутренняя компенсация с мягкой диафрагмой (рис. 2, 6) и сервокомпенсация (рис.
3, в).
П
р и осевой компенсации уменьшают плечо а силы Yэл, относя ось вращения элерона назад к
ЦД. Считается нормальным, если впереди оси вращения будет 25...30 % площади
элерона (, рис.
2, а). Осевая компенсация элеронов, показанных на рис. 1, составляет 31 %
(смещена назад по хорде ось вращения 4 элерона (см. рис. 1, а) и
кронштейны 14 узлов навески элеронов (см. рис. 1, в)).
Внутренняя
компенсация с мягкой диафрагмой разделяет полость между носком элерона и крылом
на полости с повышенным Давлением— А и пониженным — Б, что
создает дополнительный момент —(см. рис. 2, б), уменьшающий значение Mш. Это позволяет при том же значении уменьшить усилие T в системе управления и на командных
рычагах управления.
Сервокомпенсация
осуществляется за счет различных видов сервокомпенсаторов. Сервокомпенсатор
— часть поверхности элерона (руля) у задней кромки, кинематически
связанная с крылом (стабилизатором, килем) тягой 13 (рис. 4.14, в) таким
образом, что при отклонении элерона (руля) 5 она отклоняется в
противоположную сторону, уменьшая шарнирный момент Мш- Сравните
рис. 2, а и 3, в.
Величина
Мш зависит как от угла отклонения элерона б, так и от
скоростного напора q. При малых значениях б и особенно q сервокомпенсация не нужна, так как
значение Мш и усилия на командных рычагах и без того малые. С
увеличением же значений Мш сервокомпенсация становится
нужной и тем в большей степени, чем больше значения q и б. Включение упругого элемента
(пружины), имеющего предварительную затяжку, в систему управления элерон —
сервокомпенсатор (рис. 4.14, г) позволяет повысить «чувствительность»
системы управления к q и б. При малых усилиях на рычагах
управления (малы значения q и б) система элерон —
сервокомпенсатор работает как единое целое (усилия на пружину 10 (см.
рис. 3, г) меньше, чем усилия ее предварительной затяжки). С ростом значений q и б возрастают усилия в системе
управления (в том числе, и в тяге 11). Когда усилия на пружину станут
больше, чем усилия ее предварительной затяжки, двухплечный рычаг 12 провернется
и через тягу 13 отклонит сервокомпенсатор 9 в сторону,
противоположную отклонению элерона 5, уменьшая значения Мш.
Такой компенсатор называется пружинным сервокомпенсатором. Применяется
он обычно вместе с другими видами компенсации (например, с осевой
компенсацией). Недостатком такой компенсации является уменьшение эффективности
элерона, так как направление усилий Yэл и Yск противоположно (см. рис.
4.14, в). Кроме того, сервокомпенсатор может послужить причиной
возникновения опасных вибраций (особенно при недостаточной затяжке пружин 10
и плохой регулировке длины тяги 13). Конструкция сервокомпенсатора
подобна конструкции триммера, назначение и конструкция которого будут
рассмотрены ниже.
5. Триммер 1 (см. рис. 2, в и рис. 3, а)— вспомогательная рулевая поверхность,
расположенная в хвостовой части элерона (руля) 5 и предназначенная для
уменьшения (снятия) усилий на рычагах управления самолетом при изменении режима
полета. Сила на триммере Yт, подобно тому, как и сила Yск, создает момент Mт=Yтb относительно оси вращения руля,
уменьшающий шарнирный момент Mш = Th.
Это приводит
к уменьшению потребных усилий T в
системе управления и, в конечном счете, к уменьшению усилий на командных
рычагах управления. Эти усилия могут быть снижены вплоть до нуля при Мт=Уэла
(см. рис. 3, а).
Конструкция
триммера показана на рис. 4.14, б. Она типична для рулевой
поверхности, в том числе и для сервокомпенсатора, и состоит из каркаса
и обшивки. Каркас — из лонжеронов 3, нервюр 2, диафрагм 4, узлов
навески 6, кронштейна с проушиной 8 для тяги управления 7. Для
легких маневренных самолетов конструкция триммера может быть выполнена из магниевого
литья в виде двух склепанных половин, разрезанных по хорде. Внутри для
облегчения удален ненужный (по условиям обеспечения прочности) материал.
Управление обычно электромеханическое из кабины пилота, сам электромеханизм
управления (ЭМУ) можно располагать в носке руля, уменьшая тем самым затраты
массы на весовую балансировку руля.
Рис. 3. Триммер. Конструкция триммера и узлов его навески и
управления. Конструкция сервокомпенсаторов
6. Нагружается элерон (руль), как и другие подвижные части крыла (оперения),
аэродинамическими силами и реакциями опор. Расчетная нагрузка элерона (руля) пропорциональна его площади
S, и скоростному напору q. По размаху элерона (руля) эта
нагрузка распределяется пропорционально хордам, по хорде — по закону трапеции.
Для
элерона , а
распределенная нагрузка .
Здесь К — коэффициент, задаваемый нормами прочности; / — коэффициент
безопасности. На рис. 4.15, а показаны реакции в опорах: — от воздушной нагрузки и — от сил в тягах
привода управления. Определить эти реакции для многоопорной балки — элерона
можно, используя метод сил или уравнение трех моментов
На
рис. 4, а показана схема сил, а на рис. 5, б — эпюры Q, M и Мк для секций элерона, конструкция которого
рассматривалась выше (см. рис. 4.12). Из сказанного следует, что элерон как
многопролетная балка от воздушной нагрузки и реакций на опорах Rqi работает на изгиб в плоскости,
перпендикулярной плоскости хорд элерона, а в плоскости хорд — от реакций Rтi. Ha кручение элерон работает как балка, защемленная в плоскости
тяг приводов управления. Скачки в эпюре Мк, равные Rixi, вызваны несовпадением оси жесткости
(ОЖ) с осью вращения. Такой характер нагружения и работы элерона типичен для
многоопорных конструкций элеронов.
Имея
эпюры Q, M и Мк, можно
подобрать сечения силовых элементов элерона. Расположение на близком расстоянии
узлов навески 3 (см. рис. 4.12) с тягами приводов управления и
сосредоточенного выносного груза позволяет рациональнее использовать материал
в этой зоне, требующей большой жесткости на кручение. Силы Rqi и Rтi будут нагружать усиленные нервюры крыла и раздаваться ими на стенки
лонжеронов и обшивку.
Рис. 4. Нагрузки на элерон и
эпюры Q, M и Мк
Литература
:
1.
Конструкция
самолетов, Г.И.Житомирский – Москва «Машиностроение» 1991 г. – с.144.
2.
Конструкция
самолетов, О.А.Гребеньков – Москва «Машиностроение» 1984 г. – с.87.