Выбор размеров вертикального оперения

На самолетах, не имеющих автоматических устройств в системе штурвального управления, „ удовлетворительные характеристики боковой устойчивости и управляемости обеспечиваются путем выбора необходимых запасов путевой и поперечной статической устойчивости самолета {Шу и ті). Это достигалось выбором размеров площади вертикального оперения (обеспечение Шу) и угла поперечного"Vм крыла (обеспечение ш%. На современных пассажирских и транс­портных самолетах применяется бустерная необратимая система управления и широко используются автоматические устройства в системе штурвального (ручного) управления. Поэтому обеспечение удовлетворительных характеристик боковой устойчивости и управляемости целесообразно возложить на эти автоматические устройства. Такой подход может существенно упростить вопросы компоновки самолета и позволяет значительно уменьшить потребные размеры вертикального оперения.

При использовании автоматических устройств требуемые размеры вертикального оперения и эффективность органов путевого управления выбираются из условия обеспечения:

— балансировки самолета в случае отказа критического двигателя на режимах взлета и ухода на второй круг;

— взлета и посадки самолета при заданном боковом ветре;

— путевой статической устойчивости.

Степень путевой статической устойчивости тяжелых неманевренных самолетов с учетом работы автоматических устройств должна выбираться так, чтобы обеспечить частоту собственных боковых колебаний не менее 0,4 l/c, так как при меньших ее значениях, как показали исследования на пилотажном стенде, получаются неудовлетворительные характеристики боковой управляемости самолета.

Приближенно собственную частоту боковых колебаний самолета можно определинь по формуле:
откуда минимальное значение степени путевой статической устойчивости будет:

уу,» , ~ ШУЛіІп/у

9s/

Приближенно потребное из условия эффективности путевого управления значение коэффициента статического момента площади

/ ТУ _________ ^В. О.^В. О.

вертикального оперения ) можно определить по

графикам рис.6.32, где, приведена зависимость коэффициента рас­полагаемого момента рыскания при максимальном угле

отклонения руля направления от величины #в. о.. На рис. 6.33 приведена зависимость степени (запаса) путевой статической устйчивости Шув. о., создаваемая вертикальным оперением, от величины 5в. о. Задаваясь относительной геометрией вертикального оперения (А вд, х в. о.,7? в. о.) по величине коэффициента момента рыскания, возникающего при отказе критического двигателя {тут = 2 Р * >2

—^57’АР’)> можно определить по приведенным графикам потребное значение Вв. о.

Форма хвостовой насти фюзеляжа, на которой установлено вертикальное оперение, оказывает влияние на его эффективность, которую МОЖНО определить ПО коэффициенту Кр. Зависимость коэффициента Kf от относительной боковой проекции площади

фюзеляжа S$=-q — приведена на рис.6.34, где показано, как

следует определять удлинение вертикального оперения и относительную площадь проекции хвостовой части фюзеляжа на вертикальную плоскость.

Для определения запаса путевой статической устойчивости само­лета необходимо определить дестабилизирующее влияние носовой части фюзеляжа (ту б в. о) по методике ЦАГИ или по результатам испытаний моделей самолета, близких по компоновке к разрабатываемому самолету, в аэродинамических трубах. По рис.6.33 приближенно, определяем значение Дт$ в. о. и затем

ту — туь в*о.~Ь&ту в. о. (6.31)

Наибольшая эффективность вертикального оперения и руля направления достигается при выборе удлинения А в. о—1,2^" 1,6 и приемлемой для заданного крейсерского числа М стреловидности вертикального оперения. Для самолетов с палубным (на фюзеляже) расположением горизонтального оперения целесообразно выбирать вертикальное оперение с удлинением Лв. о.— 1,2 ~М,6 и сужением Л в. о. ~ 3,0. Для самолетов с Т-образным хвостовым оперением Ав. о.=0,8 — г 1,0 и 7] в. о. ^ 1,4. При этом эффективность Т-образного вертикального оперения получается примерно на 25 “^*30% выше, чем при горизонтальном оперении, расположенном на палубе фюзеляжа, при одинаковых параметрах вертикального оперения (А в. о, х в. о.,

7] в. о.).

У самолетов с двигателями, расположенными на пилонах под кры­лом с большим плечом, отказ критического двигателя на режимах взлета и ухода на второй круг при посадке создает большой разворачивающий момент, вследствие которого может развиться большой угол крена, что недопустимо по условиям безопасности. В этом случае для уменьшения развития больших углов крена (при. невмешательстве летчика в управление в течение 5 с), целесообразно применять в системе путевого управления автомат, отклоняющий руль направления по сигналу отказа двигателя (см гл.8).

6.4. Устойчивость и управляемость на взлете и посадке