Выбор размеров горизонтального оперения и центровок

Определение требуемой площади горизонтального оперения всегда являлось комплексной и сложной задачей, связанной с необходимостью выполнения целого ряда требований. В частности,

площадь горизонтального оперения должна выбираться из условия обеспечения балансировки самолета на всех эксплуатационных режимах полета при всех значениях центровок, предусмотренных "Руководством по летной эксплуатации” и безопасности полета при минимальных запасах продольной статической устойчивости.

Для современных пассажирских и транспортных самолетов

существующая методика определения требуемой площади

горизонтального оперения должна быть несколько уточнена.

Необходимость этого вызвана особенностями аэродинамической

компоновки, связанными с использованием эффективной механизации

крыла на взлетно-посадочных режимах, применением

•

суперкритических профилей, широким применением автоматических устройств в системе штурвального управления и требованиями к продольной устойчивости и управляемости. По существу, выбор площади горизонтального оперения—это также определение предельно-переднего и предельно-заднего положения центра масс самолета при заданном (довольно большом) диапазоне центровок.

Для обеспечения приемлемых скоростей полета на режимах взлета и посадки на самолетах нового поколения, имеющих большие удельные нагрузки на крьіло((С/5)іш~700кг/м2 и (G/S)noc~ 550 кг/м2) приходится применять очень эффективную механизацию крыла (Сушах ~ 2,5-f-3,0), создающую большой момент тангажа на пикирование (д Wmax^-O,5) и вследствие этого расчетным случаем для определения предельно-переднего положения центра масс самолета является балансировка самолета в посадочной конфигурации на режиме ухода на второй круг с малых высот с перегрузкой пу=

М.

Напомним, что коэффициент момента тангажа самолета без гори­зонтального оперения определяет подъемную силу на горизонтальном оперении, потребную для балансировки самолета:

Как указывалось выше, зависимость момента тангажа рассматриваемых самолетов без горизонтального оперения от угла атаки существенно нелинейна с отклоненной механизацией крыла, особенно на углах атаки, близких к допустимым (я %12 — г-15°).

Требуемые размеры горизонтального оперения наглядно показаны на диаграмме граничных линий в координатах коэффициента статического момента площади горизонтального оперения Аг, о и положения центра масс самолета #т. Одна граничная линия определяет минимальный запас продольной статической устойчивости самолета в крейсерской конфигурации (например, т£уты = “0,03 с учетом упругости конструкции самолета) в зависимости от величины Лг. ат. е. эта граничная линия будет определять предельно-заднее положение центра масс, при котором обеспечивается принятый минимальный запас продольной статической устойчивости. Другая граничная линия определяет предельно-переднее положение центра масс самолета, при котором обеспечивается балансировка самолета.

Имея зависимости Cyymz—f (я) самолета без горизонтального оперения, полученные при испытании модели в аэродинамических трубах или по приближенному расчету на основании результатов испы­таний в аэродинамических трубах моделей самолета, близкого по ком­поновке к проектируемому самолету, можно построить эти граничные линии.

Для самолета без горизонталаьного оперения, т. е. при Аг. о—О определим:

— предельно-заднее положение центра масс самолета в крейсерской конфигурации, при котором обеспечивается принятый минимальный запас продольной статической устойчивости при числах М = 0,4 и М крейсерского полета:

X тпз б. г.о — Xf 6.r. o+?w£3’min+ A^Fynp, (б. 14)

при этом величиной Шгг. о/и можно пренебречь, вследствие ЄЄ малости;

— предельно—переднее положение центра масс самолета с отклоненной маханизацией крыла в посадочном положении, при котором будет обеспечиваться балансировка самолета на режиме захода на посадку:

Шгб. г.о.~Ь АШг зем. б. г.о,

Сузп

где: ?^*б. г.о. — коэффициент момента тангажа на угле атаки захода самолета на посадку без учета влияния земли;

Amz зем — приращение коэффициента тангажа вследствие ВЛИЯНИЯ земли. Причем, если коэффициент А Шг зем >0 (положительное приращение), ТО при определении П. П. его следует принять равным нулю (Атг3ем=0), т. е. в этом случае расчетная высота полета должна быть больше той, на которой еще нет влияния земли на момент тангажа самолета.

Для самолета с горизонтальным оперением, т. е. при

Srn Lrо

Аг. о мод= &Ьл° также определи

— предельно-заднее положение центра масс самолета в крейсер­ской конфигурации при двух числах М=0.4 и М=Мкр

X т П. З= XfmOAІ’УІ^ТЛіпЛ’ A^Fyllp. (6. 16)

— предельно-переднее положение центра масс самолета в посадочной конфигурации на режиме ухода самолета на второй круг (с посадочной глиссады) с минимально разрешенной высоты полета с перегрузкой пу= 1.4

— _ ~ A mz мод. А Шгзем. ~Ь Шг{ g> Ф мод)

лтп. п.— Хт МОД. 1

1, .п

. ШІ(0, 8 дв max)

величину потребной площади Sr. o. После этого при полученном значении предельно-передней центровки следует произвести расчет достаточности углов отклонения рулей высоты для подъема носового колеса на режиме взлета.

Следует заметить, что в рассмотренной методике определения потребной величины площади горизонтального оперения принято, что величина предельно-передней центровки самолета линейно зависит от величины Аг. о., т. е. принято, что существует такое положение центра масс, при котором обеспечивается балансировка самолета без горизонтального оперения. Это верно для современных самолетов, имеющих большие значения моментов тангажа на пикирование только для посадочного диапазона углов атаки, а на малых углах атаки (близких к нулю) нет возможности балансировки самолета без горизонтального оперения. Вследствие этого зависимость предельно­передней центровки от величины Аг. о получается нелинейной, т. е. существует минимальное значение Ar. Omin, ниже которого не обеспечивается балансировка самолета на малых углах атаки, включая небольшие отрицательные. Проведенные расчеты показывают, что для современных неманевренных самолетов величина Аг. о mm получается очень небольшой порядка Аг. о nun=0,30-г0,35 (см. рис. 6.19, а при реально необходимых значениях Аг.0= 0,85 — т — 1,10 нелинейная зависимость Ятпл=/(Аг. о) приближается к линейной. Следовательно, приведенная методика определения потребной площади горизонтального оперения для современных транспортных и пассажирских самолетов дает правильные результаты и поэтому является вполне приемлемой.

Одним из условий определения предельно-заднего положения центра масс самолета является обеспечение минимальной степени продольной статической устойчивости по перегрузке. В большинстве случаев это требование является определяющим для крейсерского режима полета, на котором аэродинамический фокус самолета (xf) занимает более переднее положение, чем на режимах взлета и посадки, в основном из-за большого влияния упругости конструкции.

Для самолетов без автоматических устройств предельно-заднее положение центра масс должно выбираться из условия обеспечения восстанавливающего (пикирующего) момента тангажа (тг<0) в большом диапазоне углов атаки вплоть до углов атаки начала сваливания (до ас). В рассматриваемом случае это приводит к необходимости смещать вперед (примерно на А хт ~0,10) предельно-заднее положение центра масс самолета по сравнению с его положением, при котором обеспечивается на крейсерских режимах полета минимальный запас продольной статической устойчивости Шгуmin=—0,02. Это приведет к большим потерям аэродинамического качества самолета при его балансировке на крейсерских режимах полета, что ухудшает экономические показатели самолета. Поэтому для самолетов без автоматических устройств в системе продольного управления должны применяться все меры к устранению местной нелинейности в зависимости момента тангажа до больших углов атаки

ческого момента площади горизонтального оперения от положения предельно-передней центровки самолета

На современных магистральных самолетах для обеспечения большого диапазона скоростей применяется очень эффективная механизация крыла (выдвижные многозвенные щелевые закрылки и предкрылки, смхлаву 3). Такая механизация крыла позволяет получить большие коэффициенты подъемной СИЛЫ Слпах ~ 2,8-7-

3,2, но которая приводит к значительному изменению моментов тангажа самолета (возникают большие пикирующие моменты), ,’іля — иллюстрации сказанного на рис. б. 20 приведены приращения коэффициента подъемной силы в зависимости от углов отклонения закрылков для 2-х современных магистральных самолетов, имеющих выдвижные щелевые закрылки (один имеет 2-х звенные, другой 3-х звенные). Из рисунка видно, что 3-х звенные щелевые выдвижные закрылки создают приращение коэффициента подъемной силы на 35 — т- 40% больше, чем 2-х звенные. На том же рисунке приведены зависимости приращения коэффициентов момента тангажа от углов отклонения закрылков для этих же двух самолетов. Из этих зависимостей следует, что отклоняемые закрылки создают очень большие моменты тангажа на пикирование. Моменты тангажа, создаваемые 3-х звенными закрылками на самолете без горизонтального оперения по своей абсолютной величине также значительно больше, чем моменты тангажа, создаваемые 2-х звенными закрылками. Однако на рассматриваемых самолетах с горизонтальным оперением моменты тангажа от отклонения закрылков получаются хотя и большие, но примерно одинаковые. Учитывая это и большой диапазон эксплуатационных центровою потребные площади горизонтального оперения на магистральных самолетах получаются довольно большие (Sr. o =0,25^-0,30 или А. о.=0,95-М,2). Вследствие этого фокус самолета { будет находиться в довольно заднем положении (Xf =0,50-г-0,60). Для примера на рис. 6.21 приведены зависимости положения фокусов от чисел М для 2-х магистральных самолетов с величинами А. о. для одного самолета равными А. о.=0,95, для другого Ал. = 1,2. Из этого рисунка следует, что для использования на самолете на крейсерских режимах полета малых запасов продольной статической устойчивости Шгутп^ -0,02 центровка самолета должна находиться в довольно заднем положении, особенно у самолета с большим значением коэффициента А. о.=1,2(лГт зад=0,55-|-0,58). Такое заднее положение центра тяжести самолета по конструктивным соображениям трудно осуществить. Поэтому на магистральных самолетах для получения небольших запасов продольной статической устойчивости на крейсерских режимах полета можно применять перекачку топлива в

задний балансировочный бак или программный расход топлива.

Поверхность ВПП оказывает заметное влияние на аэро­динамические характеристики самолета, происходит некоторое уве­личение подъемной силы и значительный рост момента тангажа на пикирование вследствие уменьшения углов скоса потока в области горизонтального оперения. <

Рис.6.20. Приращение коэффициентов подъемной силы и момента тангажа от угла отклонения закрылка

Существенный рост момента тангажа на пикирование происходит у самолетов с низким расположением горизонтального оперения. На

Рис.6.21. Зависимость положения Рис.6.22. Зависимость

фокуса самолета от числа М приращения коэффициента

момента тангажа самолета без горизонтального оперения от угла атаки при экранирующей поверхности

самолетах с высоким расположением горизонтального оперения ("Т-­образное хвостовое оперение) этот момент тангажа за счет влияния близости земли уменьшается, и на некоторых самолетах со стреловидными крыльями от влияния земли может возникнуть даже небольшой момент тангажа на кабрирование. Это явление объясняется тем, что на самолетах со стреловидными крыльями без горизонтального оперения экранирующая поверхность земли увеличивает несущие свойства в корневых сечениях крыла и тем самым создает момент тангажа на кабрирование. Этот момент тангажа может быть даже несколько больше момента тангажа, обусловленного уменьшением углов скоса потока в области горизонтального оперения.

На рис. 6.22 приведен для самолета со стреловидным крылом *=35° и углом отклонения закрылков <5^ = 40° дополнительный коэффициент момента тангажа Л зем вг. о, полученный при испытании модели самолета в аэродинамической трубе с экраном при й = 0,8 (h = H/Ьа; Н — ресстояние от четверти бортовой хорды крыла до земли). Из этого рисунка следует, что с увеличением углов атаки выше 2,5° момент тангажа А зем бг. о линейно возрастает. С уменьшением угла стреловидности крыла д Шгзем бг. о уменьшается и для самолетов с прямыми крыльями (*=0) он равен нулю.

Величины коэффициентов моментов тангажа от влияния близости земли (А Шг зем бх. о^А тгзем) определяются на основании резуль­татов испытаний моделей самолета с экраном в аэродинамических трубах.

Приближенно величина А т* зем самолета определяется:

/,2+4(Я-/г)2 4*+4(Я+А)2

А тг зеМ= л т Я зем б. г. о + ml А Єзем, (6,18)

Супос ~Ь А Су зак Су пое і ■’А Су зак

Н—расстояние от четверти бортовой хорды крыла до земли; є—угол скоса потока вдали от земли;

h—расстояние от четверти бортовой хорды горизонтального оперения до замли;

I—размах крыла / зак —размах закрылков.

В качестве примера на рис. 6.23 приведены зависимости прира­щения коэффициентов подъемной силы (А Су8ем) и момента тангажа (А пігшм) от угла атаки магистрального самолета со стреловидным крылом *~3(Г в положении касания поверхности земли колесами шасси. Исследование показывает, что на высотах Н~4 Ьа влияние земли на аэродинамические характеристики практически пропадает.

Таким образом, потребная площадь горизонтального оперения для магистральных самолетов должна выбираться из следующих условий: —обеспечение удовлетворительных характеристик продольной управляемости и балансировки самолета во всем диапазоне эксплуата­ционных центровок, перегрузок и скоростей полета;

—обеспечение балансировки самолета в посадочной конфигурации во всем диапазоне эксплуатационных значений угла атаКИ И Коэффициента ПОДЪеМНОЙ СИЛЫ (ОТ О ДО Сус), т. е.

включая обеспечение балансировки самолета при уходе его на второй круг с малых высот (разрешенных РЛЭ) с возможностью создания перегрузки «у=1,4;

—обеспечение потребных запасов устойчивости. Рис.6.23. Зависимость коэффициентов подъемной силы и момента тангажа от угла атаки при экранирующей поверхности