Органы продольного управления

Органы продольного управления могут быть представлены рулями высо­ты (РВ), управляемым и дифференциальными стабилизаторами, передним оперением, элевонами, управлением вектором тяги, комбинацией перечис­ленных органов.

Самолёты схемы «утка», у которых органом продольного управления яв­ляется переднее горизонтальное оперение (ПГО), имеют эффективность про­дольного управления, близкую к самолётам нормальной схемы.

Традиционно элевоны использовались для продольного и поперечного управления на самолётах схемы «бесхвостка». Такие органы управления расположены по задней кромке крыла (в том числе элероны, флапероны) и теряют значительную часть эффективности при полёте со сверхзвуковыми скоростями.

На современных самолётах основной системой управления рулями (СУР) является система необратимого бустерного управления (НБУ), которая обес­печивает приемлемый уровень усилий на рычагах управления (РУ) путём применения специальных устройств имитации усилий независимо от харак­тера действующего шарнирного момента Л/_ш на органе управления. В настоящее время органы управления имеют конструктивную компенсацию. Ме­ли ее не применять (как, например, в Су-27, F-104, Б-4 и др.), то это создаст определённые проблемы по обеспечению безопасности от рулевых форм флаттера. Проблемы решают выбором необходимых характеристик динами­ческой жесткости рулевых приводов (РП), обеспечивая нужный уровень соб­ственной частоты колебаний рулевой поверхности и её демпфировании.

Диапазон значений углов отклонения элевонов обычно не превышает -25...+25° и распределяется между каналами тангажа и крена. При наличии автоматики к сигналам ручного управления добавляются также сигналы ав­томата системы устойчивости и управляемости (СУУ) по тангажу и крену.

На сверхзвуковых самолётах нормальной схемы основной орган про­дольного управления - управляемый стабилизатор, состоящий из двух консо­лей, каждая из которых крепится на опоре, обеспечивающей независимый поворот консоли относительно оси её вращения с помощью отдельного при­вода (см. рис. 1.1, 1.2). Такая конструкция позволяет осуществить как син­хронное отклонение консолей, если стабилизатор используется в качестве органа продольного управления, так и дифференциальное, если он одновре­менно применяется для управления по крену.

­

Рис. 1.2. Пример системы продольного и поперечного управления с дифференциаль­ным стабилизатором:

Х₉ - сигнал с датчика перемещения РУ по каналу тангажа (высоте); о)„ о)₂ - угловые скорости само­лёта относительно осей х, г, п_у - вертикальная перегрузка самолёта; а - угол атаки; САУ - система автоматического управления; СВС - система воздушных сигналов; СУМК - система управ­ления механизацией крыла; ОПР - ограничение предельных режимов полёта; ТМ - триммерный

механизм; СП - сервопривод; ГС - гидравлическая система

Другой вариант управляемого стабилизатора, чаще используемый на не- маневренных самолетах, представляет собой единый (не составной) агрегат, который целиком поворачивается относительно узлов навески, закрепленных внутри фюзеляжа как Массовая отдача такого стабилизатора лучше, но он может применяться только для продольного управления.

Для уменьшения необходимого развиваемого усилия приводов стабили­затора положение его оси желательно выбирать внутри диапазона перемеще­ний фокусов подъёмной силы стабилизатора. Тогда на дозвуковых режимах полета стабилизатор будет перекомпенсирован по моменту М_ш. Для самолё­тов с системой НБУ гакая ситуация вполне допустима. Однако с точки зрения безопасности полёта в режиме перекомпенсации стабилизатора необходимо, чтобы запасы по развиваемому усилию приводов были в 1,25-1,5 раза боль­ше, чем в режиме, где стабилизатор скомпенсирован, на случай возможных отказов в СУР (например, одной из гидравлических систем).

Для управления стабилизаторами требуются очень мощные РП (для ряда самолётов развиваемые усилия двухкамерных РП одной консоли стабилиза­тора составляют: для F-14- 55 ООО кге; для F-111 -45 360 кге; для «Торнадо» - 31 400 кге). Развиваемое усилие приводов стабилизаторов самолётов превы­шает их собственную взлётную массу, поэтому для их установки нужна мощ­ная силовая конструкция каркаса самолёта, которая исключает просадку при­вода под нагрузкой. При прямой оси стабилизатора проще обеспечить жёст­кость конструкции силовой передачи.

Угловые отклонения цельноповоротных управляемых стабилизаторов лежат в диапазоне значений +10... -30°, а дифференциальных - в пределах +15... -35°. Скорости отклонения стабилизаторов изменяются в широких пределах в зависи­мости от запаса устойчивости самолёта и степени автоматизации управления. Для небольших самолётов они ориентировочно составляют 35...60 град/с.

В качестве примера на рис. 1.3 показаны поверхности управления совре­менного реактивного транспортного самолёта. Комплект основных поверхно­стей управления этого самолёта включает в себя: один руль направления, два РВ, внешний элерон и два интерцептора на каждом крыле. Интерцепторы применяют, как правило, совместно с элеронами для создания моментов по углу крена, также они служат в качестве тормозных щитков и воздушных тормозов.

Кроме того, на этом самолёте есть внутренние и внешние закрылки, два внутренних предкрылка Крюгера и три внешних предкрылка, а также два тормозных щитка в дополнение к двум интерцепторам на каждом крыле. Для балансировки по тангажу применяют цельноповоротный стабилизатор.

К уже отмеченным общим положениям по концепции применения руле­вых поверхностей необходимо добавить, что на транспортных и военных са­молётах очень часто стабилизатор используется для продольной балансиров­ки. Это исключает необходимость отклонения РВ для продольной баланси­ровки и позволяет избежать существенного приращения аэродинамического сопротивления хвостового оперения.

Двухшарнирный стабилизатор (рис. 1.4) может увеличить кривизну обте­каемой поверхности, повышая эффективность своего действия.

Рис. 13. Поверхности управления полётом современного реактивного самолёта:

I - выдвижные предкрылки (в выпущенном положении); 2 - элерон; 3 - триммер элерона; 4 - внут­ренний интерцептор (воздушный тормоз); 5 - отклоняемый предкрылок Крюгера (в выпущенном положении); 6 - элерон-интерцептор; 7 - внешний и внутренний закрылки; 8 - стабилизатор; 9 - РВ; 10 - триммер РВ; 11 - руль направления

Рис. 1.4. Двухшарнирный управляемый четырёхканальный привод стабилизатора сверхзвукового самолёта

Таким образом, управление самолётом по каналу тангажа может осуществ­ляться цельноповоротным стабилизатором (без РВ) либо РВ, установленным на переставном (триммируемом) стабилизаторе. При варианте с цельноповоротным стабилизатором СУР существенно различаются по своей структуре и имеют ряд положительных и отрицательных качеств. Главное их отличие состоит в том, что у цельноповоротного стабилизатора есть только одна резервированная (много» канальная) СУР, надёжность которой обеспечивает безопасность полёта [15].

При втором варианте стабилизатор с РВ должен иметь уже две резерви­рованных СУР (одну на стабилизатор и одну на РВ). Отказ любой СУР может привести к катастрофе, т. е. количество СУР при втором варианте в два раза больше, следовательно, требуемая глубина резервирования должна быть вы­ше, также возможно влияние ошибок пилота (так называемого человеческого фактора) при ручной перестановке стабилизатора для балансировки самолёта на ручных режимах, включая посадку, и невнимательном контроле за этими действиями. Несмотря на продуманную систему сигнализации действий этих систем и пилота, возможна цепь событий, которая приводит к катастро­фе (к сожалению, доказано на практике).

Второй вариант системы менее критичен к точности управления РВ по сравнению с первым, где точность управления цельноповоротным стабилизато­ром должна быть весьма высока. В настоящее время проблемы обеспечения вы­сокой точности решены и обе схемы применяют на ряде самолётов: первый вариант на В-1, Т>-160, L-1011, второй на «Боингах», Ил-96, Ту-204 и др.

Поверхности управления по каналу тангажа могут также устанавливаться на передней части фюзеляжа (см. рис. 1.1).

Переднее горизонтальное оперение может быть неподвижным с управ- мемымн закрылками, управляемым или «плавающим», т. е. отслеживать своё собсI венное балансировочное положение или полностью отклоняться.

Такое размещение аэродинамической поверхности на самолёте стали на­зывать схемой «утка» из-за забавного сходства с летящей уткой, у которой крыло находится ближе к хвосту, чем к голове (рис. 1.5).

Рис. 1.5. Многофункциональный сверхзвуковой истребитель JA-37 с ПГО (схема «утка»)

Концепция схемы «утка» была принята многими первыми конструктора­ми, но скоро вытеснена хвостовым горизонтальным оперением благодаря ха­рактерной для него внутренней статической устойчивости, тогда как самолё­ту с ПГО присуща продольная неустойчивость. Вместо того чтобы демпфи­ровать движения самолёта относительно поперечной оси (по тангажу), как это делает, например, оперение стрелы, воздействие воздушного потока на ПГО усиливает соответствующие возмущения.

Элевоны (см. рис. 1.1) располагают вдоль задней кромки крыла; они вы­полняют функцию РВ при управлении по каналу тангажа и элеронов – при управлении по каналу крена. Вначале элевоны применялись на самолётах Аэродинамической схемы «бесхвостка» с треугольным крылом, которые не имели горизонтального хвоста для размещения обычного РВ, Элевоны при отклонении на правой и левой консолях крыла на одинаковые углы и в одну сторону работают как орган управления продольным движением и продоль­ной балансировкой, а при отклонении в противоположные стороны служат дня управления креном. Отклонения правого и левого элевонов на разные углы действуют одновременно на продольное и боковое движение самолёта.

Применение треугольного крыла на сверхзвуковых самолётах вызвано потребностью в полётах на большие расстояния. Для минимизации аэроди­намического сопротивления при высокоскоростных полётах необходимо крыло с большой стреловидностью по передней кромке, а треугольное крыло с заостренными концами наиболее эффективно для размещения топлива. По­добные самолёты (рис. 1.6) обычно имеют вертикальный хвост с рулём на­правления и не имеют закрылков. Достаточная подъёмная сила при взлётах и посадках на малой скорости без закрылков обеспечивается очень большими углами атаки, что приводит к увеличению высоты стоек шасси для исключе­ния ударов хвоста о ВПП.

Рис. 1.6. Самолёты F-106 (а), «Конкорд» и Ту-144 (б), «Хаслер» В-58 (в), выполнен­ные по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом, снабжённым элевонами

Триммеры - щитки аэродинамической компенсации - применяют для балансировки самолёта в прямолинейном горизонтальном крейсерском полёте со свободными органами управления. Это небольшие вспомога­тельные рули, шарнирно связанные с задней кромкой хвостовой части ос­новной управляющей поверхности. Триммеры служат для того, чтобы соз­даваемым аэродинамическим моментом уравновесить шарнирный момент рулевой поверхности. Триммеры (щитки балансировки) могут стать щит­ками управления, если отклоняются пилотом независимо от основной ру­левой поверхности.

Предкрылки - профилированные отклоняющиеся элементы механизации крыла, располагаемые вдоль его передней кромки, - используют при взлёте и посадке для увеличения подъёмной силы крыла и критического угла атаки, в полете для улучшения характеристик манёвренности самолёта. Поворотные и выдвижные предкрылки часто применяют в сочетании с закрылками для затягивания момента срыва или смещения точки срыва пограничного слоя воздушного потока к задней части профиля крыла. Для предупреждения сры­ва потока на крыле при больших углах атаки на малых скоростях полёта ис­пользуют щелевые предкрылки. Ранее на рис. 1.3 показаны виды предкрыл­ков, включая предкрылок Крюгера с выдвижным носком регулируемой кри­визны («Боинг-747»).

Воздушные тормоза, часто называемые щитками аэродинамического со­противления, предназначены для увеличения тормозного сопротивления са­молёта при аварийном снижении, посадке по крутой глиссаде или бомбоме­тании с пикированием.

Воздушные тормоза выпускают из крыльев или фюзеляжа под почти прямым углом к направлению воздушного потока, увеличивая лобовое со­противление до максимально возможной степени. Фюзеляжные тормозные щитки размещают по бортам, сверху и снизу хвостовой части фюзеляжа; на

истребителе F-111 их роль выполняют створки основных стоек шасси. Морской штурмовик А-6 оснащен бортовыми тор­мозными щитками в хвостовой части фю­зеляжа и расщеплённым элерон-тормозом

Рис. 1.7. Типовой интерцептор: на конце крыла. 1 - интерцептор; 2 - элерон; 3-предкрылок

Симметрично отклоняемые интерцепторы (рис. 1.7) верхней поверхности левого и правого крыла применяют для изменения подъёмной силы, а вместе с закрылками - для торможения при пикировании, если они рассчитаны на большие аэродинамические нагруз­ки при скоростях пикирования.

Для повышения эффективности торможения на пробеге интерцепторы и тормозные щитки отклоняют, вызывая срыв воздушного потока за ними и резкое увеличение лобового сопротивления.

Секционирование рулей - удобное конструктивное решение, позволяю­щее достаточно просто избавиться от нежелательных нагрузок из-за значи­тельных деформаций крыла, киля, стабилизатора, взаимонагружений резер­вированных приводов, установленных по размаху руля, и т. д. Секциониро­ванными можно считать элероны на левом и правом крыльях, хотя на каждом располагается по одному элерону. Рули высоты на левом и правом стабилиза­торах также могут быть отнесены к секционированным, и при формировании структуры СУР это необходимо учитывать.

При создании морских палубных боевых самолётов конструкторы столкнулись с дилеммой обеспечения манёвренности и высоких лётных ха­рактеристик как при малых, так и при сверхзвуковых крейсерских скоро­стях полёта. В первом случае необходимо крыло большого удлинения с ма­лым углом стреловидности, а во втором тонкое с большой стреловидностью. Компромиссным решением стали крылья с изменяемой в полбте стре­ловидностью [15].

На самолёте F-111 (рис. 1.8) к основным аэродинамическим органам управления полётом относят: руль направления, два интерцептора на каждом крыле и два цельноповоротных горизонтальных оперения, синхронно откло­няющихся при управлении по каналу тангажа и дифференциально - по кан- налу крена. Интерцепторы обеспечивают дополнительное управление креном при отклонённых вперед крыльях и отключаются при отклонении крыльев назад. Предкрылки и закрылки увеличивают подъёмную силу крыла при взлёте и посадке, а интерцепторы могут использоваться как тормозные щит­ки. При дозвуковых полётах угол стреловидности по передней кромке крыла в переднем положении составляет 16°, а при сверхзвуковых этот угол в по­ложении максимальной стреловидности крыла равен 72,5°.

Рис. 1.8. Истребитель-бомбардировщик F-l 11 с крылом с изменяемой стреловидностью

Недостатки самолётов с крылом переменной геометрии заключаются в том, что дополнительные механизмы управления и приводная система крыла сложны, имеют большую массу и дороги. Обычно с этими трудностями справляются, не выходя за рамки бюджета финансируемой программы, но иногда расходы недопустимо возрастают.

Для обеспечения максимальной аэродинамической эффективности крыла при всех условиях полёта можно использовать регулирование кривизны кры­ла. Примеры самолётов с такими конструктивными особенностями - бомбар­дировщик, истребитель и транспортный самолёт поддержки. Бомбардировщик должен выполнять боевые задачи, сочетая крейсерский дозвуковой полёт на больших высоте и дальности высокоскоростными атаками на малой высоте. От истребителя требуется исключительная манёвренность с высокими лётными характеристиками как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых крейсерских скоростях полёта. Хотя транспортный самолёт поддержки тратит много времени для набора высоты и снижения, он должен быть эффективным в широком диапазоне изменения высоты и скоростей. Все условия полёта указанных самолетов чтя достижения оптимальных лётных и пилотажных характеристик требуют различной геометрии профиля крыла, адап­тируемого к полёту(КАП крыло адаптированного профиля), с профилем переменной кривизны.

Компоновка КАП (рис, 1.^) может сочетать жёсткую фиксированную центральную (центроплан) часть крыла с гибкими обшивками предкрылка и закрылка, формируемыми внутренними механизмами для придания разнооб­разных кон ix ров обтекаемой поверхности крыла. Кривизна КАП меняется с помощью механизмов и приводных систем внутри крыла, управляемых циф­ровой системой. Возрастание кривизны профиля крыла на малых скоростях полёта для увеличения подъёмной силы или уменьшение кривизны на боль­ших скоростях для снижения лобового сопротивления достигаются измене­нием геометрии крыла в целях получения высокой аэродинамической эффективности при любых скоростях, высотах и условиях.

Рис. 1.9. Отклоняемый носок крыла переменной кривизны:

1 - носок предкрылка в положении малой кривизны; 2 - носок предкрылка в положении боль­шой кривизны; 3 - передний лонжерон крыла

Гладкие гибкие передняя и задняя кромки крыла обеспечивают аэроди­намическую эффективность КАП без интерцепторов, закрылков или обтека­телей, нарушающих гладкость контура верхней и нижней обшивок, обтекае­мых воздушным потоком. Гибкая передняя кромка на каждом крыле может быть выполнена как один непрерывный сегмент, а задняя кромка может раз­деляться на три независимые секции для управления креном и снижения изгибных моментов при ветровых порывах и управлении нагрузками маневрирования, а также для увеличения усталостной прочности и плавности полёта в турбулентном потоке.

Приводные системы передней и задней кромок заключены внутри крыла. Гибкие обшивки деформируют и отклоняют внутренние механизмы с помо­щью четырёхзвенной проводки, приводимой в действие гидромоторами и пла­нетарными шестеренными приводами через передаточные торсионные валы. На рис. 1.9 показан пример предкрылочной части в нормальном и отклонённом положениях, а на рис. 1.10 - закрылочная часть в слабо- и сильноизогнутом положениях. Такая компоновка крыла даёт существенные преимущества само­лёту, удовлетворяющему требованиям многорежимности полётов.

Рис. 1.10. Закрылочная отклоняемая часть крыла переменной кривизны:1 - задний лонжерон крыла; 2 - закрылочная часть крыла в положении малой кривизны; 3 - за­крылочная часть крыла в положении большой кривизны

Управление тягой и вектором тяги - вид дополнительного продольного управления, к которому в последнее время появился большой интерес в связи с освоением манёвренными самолётами новых режимов полёта, где аэродинами­ческие органы управления малоэффективны. В основном это относится к полё­там на закритических углах атаки, на предельно малых скоростях, при выпол­нении специальных пилотажных режимов типа «Колокол», «Кобра» и др.

Управление вектором тяги накладывает определённые требования к раз­мещению двигателей на самолёте. Наиболее полно этому виду отвечает инте­гральная компоновка самолёта с двигателями, разнесёнными на некоторое расстояние от продольной оси самолёта (например, Су-27, МиГ-29, F-14, F-15, F-18), благодаря чему может быть осуществлено управление самолётом по тангажу и крену.

Дата добавления: 2015-04-29