Параметры элерона, его навеска на крыле

Назначение элеронов и требования к ним

Лекция 7

Элероны служат для обеспечения поперечной управляемости самолета. Они представляют собой рулевые поверхности, расположенные на концах крыла у задней кромки и отклоняемые вверх или вниз (рис.1).

Отклонение одного элерона вверх, а другого вниз приводит к созданию поперечного момента, вызывающего

крен самолета. К элеронам предъявляются следующие основные требования:

1) эффективность на всех режимах полета самолета;

2) минимальное сопротивление в неотклоненном положении;

3) минимальный момент рыскания при крене, при этом разворот самолета должен происходить в сторону крена;

4) малые шарнирные моменты;

5) полная весовая балансировка при наименьшей массе балансировочных грузов;

б) исключение возможности заклинивания при деформациях крыла в полете;

7) простота монтажа и демонтажа элерона на крыле при обеспечении взаимозаменяемости.

Для обеспечения потребной эффективности элероны с учетом плеча от продольной оси самолета должны иметь определенную площадь.

Рис.1 Рис.2

Эффективность элеронов принято оценивать коэффициентом статического момента:

где S _э– площадь двух элеронов; S – площадь крыла; L _э – расстояние от центра тяжести площади элерона до продольной оси самолета; l - размах крыла (рис.1).

Для современных самолетов обычно A _э = 0,035...0,07, при этом S _э / S = 0,045...0,1. Хорда элерона составляет

20...30 % хорды крыла: b _э = (0,2...0,3) b. Дальнейшее увеличение хорды элерона не приводит к повышению его эффективности. Для получения требуемой площади элерона при такой хорде размах его должен составлять 30...40 % полуразмаха крыла: l _э = (0,3...0,4) l /2. До конца крыла элерон обычно не доводят, чтобы предотвратить ранний срыв потока при его отклонении в концевых сечениях крыла, приводящий к увеличению лобового сопротивления и уменьшению эффективности поперечного управления.

Максимальный угол отклонения элеронов обычно находится в пределах d_{э max} = 12...25°. Максимальный угол отклонения элеронов скоростного самолета, как правило, меньше, чем у нескоростного.

В сечениях крыла, где расположен элерон, при отклонении последнего изменяются кривизна профиля и угол атаки. Это приводит к появлению дополнительных аэродинамических сил.

На рисунке 2 показано изменение кривых коэффициента подъемной силы в зависимости от угла атаки крыла при отклоненных элеронах.

На полукрыле с отклоненным вниз элероном коэффициент подъемной силы увеличивается, а на полукрыле, где элерон отклонен вверх, – уменьшается. Эта разность в подъемных силах вызывает крен самолета в сторону полукрыла с отклоненным вверх элероном. Отклонение элеронов приводит и к изменению лобового сопротивления обеих половин крыла. При отклонении элеронов на одинаковые углы вверх и вниз лобовое сопротивление поднятого полукрыла (элерон на нем отклонен вниз) может оказаться больше сопротивления опущенного полукрыла (элерон

на нем отклонен вверх). Это создаст момент рыскания в сторону поднятого полукрыла, что противоречит условиям нормального пилотирования, требующим разворота самолета в сторону крена.

Для обеспечения разворота в сторону крена при нейтральном положении руля направления необходимо, чтобы коэффициент лобового сопротивления опущенного полукрыла, на котором элерон отклонен вверх, был больше коэффициента лобового сопротивления поднятого полукрыла, на котором элерон отклонен вниз.

Достичь этого можно тремя способами:

1) смещением оси вращения элерона к его нижней поверхности (рис.3).

Рис.3

Здесь при отклонении элерона вниз носок его не выходит за габаритные размеры крыла, чем обеспечивается плавность обтекания. При отклонении же элерона вверх носок его выходит в поток; плавность обтекания разрушается, что приводит к значительному увеличению сопротивления;

2) применением дифференциальных элеронов, у которых углы отклонения вверх больше, чем углы отклонения вниз. Отклонение элерона вверх на больший угол приводит в большему изменению кривизны профиля в сечениях, занятых элероном, а следовательно, и к большему значению коэффициента лобового сопротивления, чем при отклонении элерона вниз на меньший угол.

3) комбинацией первых двух способов.

При полете на больших, близких к критическому, углах атаки (угол a₁) на полукрыле, на котором элерон отклонится вниз, может наступить срыв потока, что вызовет падение коэффициента подъемной силы. При этом коэффициент подъемной силы на полукрыле с отклоненным вниз элероном C _{Ya 1} может оказаться меньше коэффициента подъемной силы полукрыла с отклоненным вверх элероном C _{Ya 2} (рис.4). Это вызовет крен самолета

в сторону, противоположную требуемой. Такое нарушение поперечной управляемости при полете на больших углах атаки особенно опасно при посадке и взлете.

Рис.4 Рис.5

Для повышения эффективности элеронов при полете на больших углах атаки применяются дифференциальные элероны и щелевые элероны. На рисунке 5 показано изменение кривых по a для крыла с дифференциальными элеронами.

Здесь при том же угле атаки a₁ падение на полукрыле с отклоненным вниз элероном будет меньше,

чем на полукрыле с отклоненным вверх элероном, благодаря чему сохраняется эффективность поперечного управления и крен самолета будет соответствовать отклонению командного рычага.

Применение щелевых элеронов позволит увеличить критический угол атаки полукрыла с отклоненным вниз элероном. При отклонении такого элерона вниз между ним и крылом образуется профилированная щель. Протекающий через нее воздух сдувает пограничный слой, затягивая срыв потока на большие углы атаки. Недостатком этих элеронов является дополнительное сопротивление, вызванное наличием щели. По этой причине щелевые элероны на скоростных самолетах применяются редко.

Элерон навешивается на крыле на двух, трех и более узлах. Осуществить навеску элерона на двух узлах проще технологически, в этом случае легче обеспечиваются требования взаимозаменяемости и уменьшается возможность заклинивания элерона при деформации крыла в полете.

При увеличении числа опор уменьшаются величины перерезывающих сил и изгибающих моментов, что ведет

к снижению массы элерона, уменьшаются его прогибы, что выгодно в аэродинамическом отношении, повышается живучесть. Но одновременно увеличивается возможность заклинивания элерона при деформации крыла, усложняется технологический процесс навески элерона и обеспечение требований взаимозаменяемости. Чтобы исключить возможность заклинивания элерона из-за непрямолинейности оси вращения при деформации крыла, его можно сделать разрезным с навеской каждой части на двух опорах (рис.6).

Рис.6

Выбор числа опор и его конструкции в большой степени зависит от размеров элерона.

Рычаг управления элероном с целью уменьшения максимального крутящего момента, а следовательно, и массы элерона, желательно размещать в сечении, в котором крутящий момент справа и слева будет одинаковым. Однако

по ряду соображений общей компоновки крыла это не всегда может быть осуществлено. Часто рычаг управления элероном находится в его корневых сечениях. В этом случае упрощается проводка управления, масса ее получается меньшей, рычаг управления элероном из-за большей строительной высоты в этих сечениях может либо совсем не выходить за обводы крыла, либо выходить незначительно, что улучшает аэродинамику. Но в любом случае рычаг управления желательно размещать в сечении узла навески. Если этого не сделать, то от усилия в тяге управления элерон будет нагружаться изгибающим моментом.

Дата добавления: 2014-01-20