Органы поперечного управления

В качестве органов поперечного управления дозвуковых ма­гистральных пассажирских самолетов обычно используются элероны сравнительно небольшого относительного размаха и площади в комбинации с концевыми секциями интерцепторов.

В связи с тем, что эффективность обычных элеронов вследствие упругих деформаций уменьшается и может быть полностью утрачена при больших скоростных напорах (реверс элеронов), в качестве дополнительного органа поперечного управления могут быть осуществлены корневые элероны, расположенные в зоне внутренних двигателей. В этом случае на крейсерских режимах полета поперечное управление производится в основном корневыми элеронами, а управление на взлетно-посадочных режимах в основном концевыми (обычными) элеронами в комбинации с интерцепторами.

Следует отметить, что наличие корневых элеронов уменьшает эффективность взлетно-посадочной механизации.

На рис.5.9 показана схема крыла с органами поперечного управ­ления: обычными (концевыми) элеронами, корневыми элеронами, интерцепторами. На ранней стадии проектирования эффективность элеронов в линейной области изменения характеристик при малых углах атаки может быть определена расчетным путем. Отклонение обычных элеронов на стреловидных крыльях при дозвуковых скоростях приводит к перераспределению давления вдоль всей хорды крыла, однако область влияния отклонения элерона ограничена практически размахом элерона, поэтому в приближенном методе расчета эффективности элеронов используются лишь геометрические характеристики части крыла, занятой элероном.

На рис.5.10 дано распределение по размаху крыла приращения коэффициента нормальной силы сечений стреловидного крыла *=37° при различных углах отклонения элерона с относительным размахом 40%. Видно, что влияние отклонения элерона по размаху ограничивается практически областью крыла, занятой элероном.

Рис.5.9. Схема полукрыла с органами поперечного управления

Рис.5.10. Зависимость Спсеч в функции относительного размаха крыла при различных углах отклонения элерона

Влияние угла стреловидности на эффективность элерона показано на рис.5.11. Угол стреловидности нужно брать по оси вращения элерона. В этом случае, как видно из графика, зависимость ті* пропорциональна cos2;^.

Рис.5.11. Зависимость производной ті* в функции квадрата косинуса угла стреловидности по оси вращения элерона

Как показывают расчетные и экспериментальные исследования, эффективность элерона при дозвуконых скоростях пропорциональна относительному размаху элерона, квадратному корню из относительной хорды элерона и квадрату косинуса угла стреловидности по оси вращения элерона.

Эти соотношения можно использовать при определении характеристик эффективности элеронов по имеющемуся прототипу.

Исследования показывают, что на стреловидных крыльях практически отсутствует взаимное влияние обычных элеронов, расположенных на правом и левом полукрыльях, их характеристики совпадают при симметричном и несимметричном отклонении элеронов, поэтому во время экспериментальных исследовании можно испытания проводить при отклонении элерона на одной половине крыла. При наличии корневых элеронов такого вывода делать нельзя.

Эффективность элеронов во всем диапазоне углов отклонения, углов атаки при отклонении взлетно-посадочной механизации определяется экспериментально в аэродинамических трубах.

^На рис.5.12 для примера показаны зависимости приращения коэффициента момента крена от отклонения элеронов в функции угла атаки. Видно, что в крейсерской конфигурации эффективность элеронов сохраняется во всем летном диапазоне углов атаки. При отклоненных закрылках и предкрылках (в посадочной конфигурации) эффективность элеронов уменьшается при углах атаки свыше 14° вследствие срыва потока с верхней поверхности, а также при отрицательных углах атаки вследствие срыва потока с носка крыла на нижней поверхности при отклонении предкрылков.

Рис.5.12. Зависимость эффективности элеронов от угла атаки На рис.5.13 представлены зависимости приращения коэффициента момента крена от угла отклонения элеронов, полученные при испытании модели самолета со стреловидным крылом Х= 37° в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101. Руководствуясь изложенными выше результатами, что эффективность элерона зависит только от части крыла, обслуживаемой элероном, изменение угла

стреловидности имитировалось поворотом модели на углы скольжения /9=15° и’-З 7°, что соответствовало эквивалентным углам стреловидности *экв — 52° и 0°. Исследовались элероны с конструктивной и осевой компенсацией SOK=29,7% с круглым носком. Из приведенных зависимостей видно, что при уменьшении производной ті* с увеличением угла стреловидности линейность зависимости m%—f{8 э) сохраняется до больших углов отклонения при больших углах стреловидности крыла. Это особенно заметно для элерона с осевой компенсацией. Если на линейном участке зависимости mx—f{8 э) эффективность элеронов с осевой и конструктивной компенсацией близки, то на крыле с малой стреловидностью элерон с большой осевой компенсацией теряет эффективность при углах отклонения элерона 8 9=20^22°, в то время как эффективность элерона с конструктивной компенсацией сохраняется до больших углов отклонения.

Рис.5.13. Сравнение эффективности элеронов с осевой и конструктивной компенсацией при различных углах стреловидности крыла

Эффективность элеронов на прямом крыле несколько увели — чивается при увеличении числа М, но начиная с числа М=0,78~0,8 уменьшается. При стреловидности *=35° и выше эффективность эле­ронов меняется незначительно до крейсерских скоростей полета пас­сажирских самолетов М = 0,8-г0,85 (рис.5.14). Изменение

толщины профиля в диапазоне с = 9-г 12% в сечениях крыла на участке элерона заметного влияния на его эффективность не оказывает.

Выше было сказано, что для уменьшения влияния упругой деформации могут быть использованы корневые элероны.

*=0 ———— х=0

0 °’2 °’3 °’4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 І.0ІМ

Рис.5.14. Влияние стреловидности крыла на эффективность элеронов в функции числа М

Характеристики эффективности обычных (концевых) и внутрен­них (корневых) элеронов представлены на рис.5.15. Исследования проводились на жестких моделях.

Эффективность как корневого, так и концевого элеронов мало меняется при изменении числа М до М = 0Д Эффективность корне­вого элерона в 2,5^-3 раза меньше, чем эффективность концевого элерона на жестком крыле при вдвое меньшей относительной площади. Следует заметить, что влияние отклоняемого внутреннего элерона на стреловидном крыле распространяется на часть крыла вниз по потоку. При наличии упругой деформации при больших скоростных напорах соотношение это будет меняться в пользу корневого элерона.

0, 6 о 7 0,8 0,9 М

5 ° ° внешний элерон

внутренний элерон

Наряду с эффективностью, важной характеристикой органов управления являются шарнирные моменты, т. е. моменты отно­сительно оси вращения, возникающие при изменении угла атаки и угла отклонения органов управления. Для уменьшения шарнирных моментов применяется аэродинамическая компенсация. В настоящее время чаще используется осевая компенсация и сервокомпенсация. Шарнирный момент зависит от относительной площади осевой компенсации и от формы носка органа управления. Осевая компенсация и сервокомпенсация могут использоваться одновременно.

В качестве примера на рис. 5.16 и 5.17 даны зависимости коэффициента шарнирного момента шшэ от угла отклонения элерона с конструктивной и осевой компенсацией.

Здесь Шщэ=— — Ь’Дэ» где м шэ —шарнирный момент элерона

относительно оси вращения элерона, возникающий от воздействия воздушного потока при обтекании элерона, о»—площадь элерона за осью вращения, b Аэ средняя аэродинамическая хорда элерона за осью вращения по перпендикуляру к оси вращения.

Зависимости коэффициента шарнирного момента от угла отклонения элерона с конструктивной компенсацией близки к линейным в широком диапазоне углов отклонения. При наличии осевой компенсации с большой относительной площадью и полным носиком имеет место нелинейность зависимости т1Ю=/((%).

Обобщенные зависимости отношения производной Шив с осевой компенсацией к Шщ|с конструктивной компенсацией для прямого и стреловидного я=37°крыла приведены на рис.5.18. Производная М шэ определялась в области малых углов отклонения элерона. Видно, что с увеличением полноты носка существенно возрастает эффективность осевой компенсации.

На самолетах больших размеров для обеспечения приемлемых усилий на рычагах при непосредственно ручном управлении органы управления должны обладать весьма эффективной осевой аэродинамической компенсацией, которая отрабатывается на моделях или натурных отсеках в больших аэродинамических трубах. При большой степени осевой компенсации зависимости шарнирных моментов от угла отклонения органа управления имеют нелинейный характер, на величине шарнирных моментов начинают сказываться производственные отклонения, что может привести к заметной разнице в усилиях на различных экземплярах самолета.

Рис.5.17.Шарнирные моменты элерона при различной форме носка осевой компенсации Следует отметить также, что при большой величине осевой компенсации между неподвижной частью крыла и элероном имеются заметные уступы, увеличивающие лобовое сопротивление. Проведенные на ряде самолетов замеры уступов и щелей в органах управления показывают, что увеличение сопротивления за счет них может составить до 3—4% от сопротивления самолета при нулевой подъемной силе Схо, что приводит к уменьшению

аэродинамического качества на 0,2 0,3. Если принять меры по уменьшению уступов, щелей, то дополнительное вредное сопротив­ление можно свести до 1~1,5%. С целью уменьшения лобового сопротивления, связанного с уступом между неподвижной частью крыла (оперения) и элероном (рулем), при необратимой бустерной системе управления органы управления могут выполняться с малой осевой или конструктивной компенсацией.

форме носка осевой компенсации

Следует отметить, что используемые на новых гражданских* самолетах сверхкритические профили с задним нагружением харак­терны наличием значительных шарнирных моментов отрицательного знака при неотклоненных элеронах (т. н. "нулевые” шарнирные моменты). Это необходимо учитывать при выборе потребной тяги бустерной системы управления.

Для увеличения эффективности органов поперечного управления на взлетно-посадочньіх и крейсерских режимах полета помимо элеронов используются концевые секции интерцепторов. Интерцепторы на современных самолетах, как правило, уста­навливаются на верхней поверхности крыла перед закрылками.

На рис.5 Л 9 представлено приращение коэффициента давления вдоль хорды крыла от отклоненного на 90° интерцептора, (СР($т= 90°) — Ср(д инт=0)), расположенного на расстоянии от носка на 0,5; 0,7 и 0,9 хорды прямоугольного крыла на его верхней поверхности при числе М — 0,6. Видно, что на верхней поверхности крыла перед интерцептором возникает зона давления, которая простирается до самбго носика крыла. При смещении интерцептора назад величина положительного коэффициента давления уменьшается, однако зона действия положительного давления увеличивается. За интерцептором вследствие срыва потока наблюдается зона разрежения. На нижней поверхности крыла в связи с дополнительным течением от области давления в носке к области разрежения в хвостике имеет место область разрежения. Таким образом, суммарная отрицательная подъемная сила, характеризующая эффективность интерцептора, складывается из интеграла распределенной нагрузки на верхней поверхности перед интерцептором и интеграла нагрузки на нижней поверхности за вычетом интеграла нагрузки на верхней поверхности крыла за интерцептором.

При большом угле атаки а = 12° перепады давления от отклонения интерцептора существенно снижаются, что свидетельствует об уменьшении эффективности интерцептора.

На рис.5.20 показан вклад отдельных составляющих эффективности интерцептора. Здесь под индексом А С’и в. п. обозначено приращение нормальной силы сечения части верхней поверхности крыла перед интерцептором от отклонения интерцептора, А С" п в. п. —приращение нормальной силы части верхней поверхности крыла за интерцептором, ACw нп —приращение нормальной силы на нижней поверхности крыла от отклонения интерцептора. Исследование проведено на стреловидном крыле Я=20°. Видно, что положительный вклад в эффективность интерцептора нижней поверхности крыла

компенсирует, в данном примере, отрицательный вклад части крыла, расположенной за интерцептором.

интерцептора связано с возникновением срыва потока с верхней поверхности крыла.

эффективности элерона. Скорость полета, при которой наступает реверс элеронов (полная потеря их эффективности) называется скоростью реверса.

Рис.5.22 Эффективность интерцептора при отклоненной взлетно-посадочной механизации На рис.5.23 приведены примеры зависимости коэффициентов момента крена от отклонения элеронов и суммарного отклонения элеронов и интерцепторов в функции скоростного напора при одновременном увеличении числа М, полученные при испытании упругоподобного полукрыла пассажирского самолета со стреловидностью 35° в аэродинамической трубе. Из указанных зависимостей следует, что приращение момента крена с увеличением

отклонения элерона на упругом крыле существенно уменьшается при увеличении скоростного напора и числа М. При числе М = 0,85 и скоростном напоре, равном 1850 кгс/м2, что соответствует высоте полета около 8000 м, эффективность элеронов уменьшается примерно вдвое по сравнению с эффективностью при малых скоростных напорах. При совместном отклонении элеронов и интерцепторов эффективность поперечного управления при указанных условиях составляет примерно 70% его эффективности при малых скоростных напорах.

Рис.5.23 Зависимость момента крена в функции скоростного напора от отклонения элерона и суммарного отклонения эле­ронов и интерцепторов на упругоподобном полукрыле