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.