ТРЕБОВАНИЯ К ПАРАМЕТРАМ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Вертикальное оперение самолета характеризуется относи-
_ С —
тельными площадью Sb.0 = -° , плечом L„. 0 = LB.0/Z или относительным статическим моментом Л„. 0 ■— SB. 0L„. 0. На вертикальном оперении обычно расположен орган управления рысканием— руль направления с относительной площадью SH = SJSb.0. Выбор параметров вертикального оперения и руля направления производится при проектировании самолета исходя из требований путевой устойчивости самолета на расчетных режимах полета и балансировки при боковом ветре или при отказе одного двигателя (для многодвигательных самолетов).
Условие путевой устойчивости
|т£|>|тРГреб| (14.13)
(при ml < 0 и т$ треб < 0) позволяет найти требуемое значение Л в. о, если учесть, что
ту = Шуб. в. 0+ Ат%.+ tnle. о. (14.14)
Здесь mlб. в. о = ту, ф — f — ту. г [см. 10.34] — производная ml для самолета без вертикального оперения (обычно положительна), Ami учитывает влияние работы двигателя, выпуска шасси и других параметров на данном режиме полета, а последнее слагаемое — влияние вертикального оперения [см. (10.82)]:
1™1 В. О = ЛВ. C, Cz в. о&в. о (1 .. rb) (14.15)
(при с£„.о<0).
Отсюда по условию путевой устойчивости
Рис. 14.4. Ограничения требуемых значений о и Пц
(при ту Треб < О). В этом выражении Сгв. о’ туб в. о, А/П^ зависят от числа М полета, конфигурации самолета и т. п. Минимальное потребное значение Лв. оуСт определяется для наихудших условий — либо при больших числах М полета и на больших углах атаки, либо при посадке. Граница Л™^уСт зависит от назначения /7$Треб, а значит — от класса самолета и принятой концепции системы управления, и уточняется в ходе проектирования в зависимости от изменений проектных параметров самолета, влияющих на /Пуб. в. о и т. п. Примерный вид ограничения ЛЕ! оуст показан на рис. 14.4.
Условие балансировки самолета на расчетном режиме имеет вид:
при предельном отклонении руля направления 6а. пред. Здесь расчетный момент при боковом ветре будет
mvpaC4(W) = i4p(W), . (14.18)
где Р (117) = W6oK/V, a ml определяется по (14.14).
При отказе двигателя (для Р = 0)
<рас,= , (14.19)
где Рогк и z0TK — тяга (до отказа) и плечо отказавшего двигателя.-
Определим коэффициент эффективности руля направления mj1 через момент, создаваемый ВО, как (10.96)
т*н=/лрв. оИи. (14.20)
где при дозвуковой скорости S„, здесь SH — доля площади
ВО, занятая рулем направления. Подставляя выражения для туи и ml в. о в (14.17) для каждого из расчетных случаев, получаем граничную зависимость Лв. 0 (п„), при которой обеспечиваются условия балансировки. Примерный характер границ Л^о («н) при отказе двигателя и Лв. 0(пн) при боковом ветре (для ту б. в. о >0) показан на рис. 14.4 совместно с границей Лв. о ^ Лв.’оуст_по условию устойчивости. Фактические значения Л„. 0 и величина SH, обеспечивающая требуемое пн, выбираются в допустимой области при рациональных по конструктивным и аэродинамическим соображениям значениях SH в диапазоне 0,1 … 0,3. Выбор параметров Л„. 0 (а зна
чит и SB. 0 при данном плече LB. 0, определяемом длиной фюзеляжа) и пн (т. е. SH) зависит от принятой геометрической конфигурации оперения (стреловидность, удлинение, геометрия ВО), от схемы самолета, расположения двигателей, расчетной скорости ветра на посадке и т. п.
Требуемые значения SB. 0, LB. 0. SH (пн) и конфигурация оперения многократно уточняются в ходе проектирования и по результатам продувок модели самолета.