Вертикальний стабілізатор літака. Розташування оперення літаком

Оперення літака Цей термін має й інші значення, див. Оперення (значення). Оперення (оперення літального апарату … Вікіпедія

ПГО- Переднє горизонтальне оперення Полтавська гравіметрична обсерваторія полярна геофізична обсерваторія Приамурське географічне суспільствовиробниче геологічне об'єднання … Словник скорочень російської мови

Тип палубного винищувача … Вікіпедія

Марка літаків, створених в ОКБ, організованому А. Н. Туполєвим, див. Авіаційний науково-технічний комплекс імені А. Н. Туполєва. Літакам, що проектувалися в 1922-37, присвоювалася найменування «АНТ» (Андрій Миколайович Туполєв), а з 1942 вони … Енциклопедія техніки

Су 27 … Вікіпедія

Цей термін має й інші значення, див. З 37 (значення). Су 47 «Беркут» … Вікіпедія

Су 47 «Беркут» Тип винищувач Розробник ОКБ Сухого Перший політ 24 вересня 1997 року Одиниць зроблено 1 …

Цей термін має й інші значення, див. Крило. У цій статті не вистачає посилань на джерела інформації. Інформація має бути перевірена, інакше вона може бути поставлена під сумнів та видалено.

МПЛАТРК проекту 093 «Шань» … Вікіпедія

Планер LET L 13 … Вікіпедія

Книжки

Російський винищувач "СУ-30 СМ" 1/72 (7314) . Су-30 СМ – двомісний багатоцільовий важкий винищувач, розроблений у ОКБ Сухого. Перший політ винищувач здійснив у 2012 році. Су-30 СМ призначений як для завоювання панування…

Складається з горизонтального та вертикального оперення.

Енциклопедичний YouTube

1 / 5

✪ Запуск ракет з літаків! Дуже клева підбірка!

✪ Літаки МАЙБУТНЬОГО

✪ Ту-144 - дотик до легенди (борт 77106, Моніно)

✪ Літак під потужний ТРД

✪ Літаки в небі. Альбатрос-новачок. Перший політ та краш-тест | Хобі Остров.рф

Субтитри

Загальні відомості

Основні вимоги до оперення:

забезпечення високої ефективності при мінімальному лобовому опорі та найменшій масі конструкції;
можливо менше затінення оперення іншими частинами літака - крилом, фюзеляжем, гондолами двигунів, а також однієї частини оперення;
відсутність вібрацій та коливань типу флаттера та бафтингу;
пізніше, ніж на крилі, розвиток хвильового-кризи.

Горизонтальне оперення (ГО)

Забезпечує подовжню стійкість, керованість та балансування. Горизонтальне оперення складається з нерухомої поверхні - стабілізатора та шарнірно підвішеного до нього керма висоти. У літаків з хвостовим розташуванням горизонтальне оперення встановлюється у хвостовій частині літака – на фюзеляжі або на вершині кіля (T-подібна схема).

Рулі та елерони

Зважаючи на повну ідентичність конструкції та силової роботи кермів та елеронів надалі для стислості мова буде йти тільки про керма, хоча все сказане буде цілком застосовним і до елеронів. Основним силовим елементом керма (і елерона, природно), що працює на вигин і сприймає практично всю силу, що перерізує, є лонжерон, який спирається на шарнірні опори вузлів підвіски.

Основне навантаження кермів - повітряна аеродинамічна, що виникає при балансуванні, маневруванні літака або при польоті в неспокійному повітрі. Сприймаючи це навантаження, лонжерон керма працює як нерозрізна багатоопорна балка. Особливість його полягає в тому, що опори керма закріплені на пружних конструкціях, деформації яких під навантаженням істотно впливають на силову роботу лонжерона керма.

Сприйняття крутного моменту керма забезпечується замкнутим контуром обшивки, який у місцях вирізу під кронштейни кріплення замикається стінкою лонжерону. Максимальний момент, що крутить, діє в перетині кабанчика управління, до якого підходить тяга управління. Місцем розташування кабанчика (тяги управління) по розмаху керма можна суттєво впливати на деформації керма під час кручення.

Аеродинамічна компенсація кермів

У польоті при відхиленні кермових поверхонь з'являються шарнірні моменти, які врівноважуються зусиллями льотчика на командних важелях управління. Ці зусилля залежать від розмірів та кута відхилення керма, а також від швидкісного тиску. На сучасних літаках зусилля управління виходять занадто великими, тому доводиться в конструкції кермів передбачати спеціальні засоби для зменшення шарнірних моментів і зусиль управління, що їх врівноважують. З цією метою використовується аеродинамічна компенсація кермів, суть якої полягає в тому, що частина аеродинамічних сил керма створюють момент щодо осі обертання, протилежний основному шарнірному моменту.

Найбільшого поширення набули такі види аеродинамічної компенсації:

рогова - на кінці керма частина його площі у вигляді "роги" розташовується спереду від осі шарнірів, що забезпечує створення моменту зворотного знака по відношенню до основного шарнірного;
осьова частина площі керма по всьому розмаху розташовується спереду від осі шарнірів (вісь шарнірів зміщується назад), що зменшує шарнірний момент;
внутрішня - зазвичай використовується на елеронах і є пластинами, прикріпленими до носіння елерону спереду, які пов'язані гнучкою перегородкою зі стінками камери всередині крила. При відхиленні елерону в камері створюється різниця тисків над та під пластинами, яка зменшує шарнірний момент.
сервокомпенсація – у хвостовій частині керма шарнірно підвішується невелика поверхня, яка тягою зв'язується з нерухомою точкою на крилі чи оперенні. Ця тяга забезпечує автоматичне відхилення сервокомпенсатора у бік, протилежний відхилення керма. Аеродинамічні сили на сервокомпенсатор зменшують шарнірний момент керма.

Кути відхилення та ефективність роботи такого компенсатора пропорційні кутам відхилення керма, що не завжди виправдовує себе, тому що зусилля управління залежать не тільки від кутів відхилення керма, а й від швидкісного напору. Більш досконалим є пружинний сервокомпенсатор, у якого рахунок включення в кінематику управління пружини з попередньою затяжкою кути відхилення пропорційні зусиллям управління керма, що найкращим чиномвідповідає призначенню сервокомпенсатора – зменшувати ці зусилля.

Засоби аеродинамічного балансування літака

Будь-який режим польоту літака, як правило, виконується з відхиленими кермами, що забезпечує врівноваження. балансування- літака щодо його центру мас. Зусилля, що виникають при цьому, на органах управління в кабіні прийнято називати балансувальними. Щоб даремно не втомлювати льотчика і позбавити його цих непотрібних зусиль на кожній рульовій поверхні встановлюється триммер, що дозволяє повністю знімати балансувальні зусилля.

Тример конструктивно повністю ідентичний сервокомпенсатор і також шарнірно підвішується в хвостовій частині керма, але, на відміну від сервокомпенсатора, має додаткове ручне або електромеханічне управління. Льотчик, відхиляючи триммер у протилежний відхилення керма, домагається врівноваження керма на заданому куті відхилення при нульових зусиллях на командному важелі. У деяких випадках використовується комбінована поверхня тріммер-сервокомпенсатор, який при включенні приводу працює як тріммер, а при відключеному - виконує функції сервокомпенсатора.

Слід додати, що триммер може використовуватися лише в таких системах керування, в яких зусилля на командних важелях безпосередньо пов'язані з шарнірним моментом керма – системи механічного безбустерного керування або системи із оборотними бустерами. У системах з незворотними бустерами – гідропідсилювачами – природні зусилля на огранах управління дуже малі, і для імітації льотчику «механічного управління» додатково створюються пружинними завантажувальними механізмами і від шарнірного моменту керма не залежать. У такому випадку тримери на кермах не ставляться, а балансувальні зусилля знімаються спеціальними пристроями - механізмами тримувального ефекту, встановленими в проводці управління.

Іншим засобом балансування літака в режимі польоту, що встановився, може служити переставний стабілізатор. Зазвичай такий стабілізатор кріпиться шарнірно на задніх вузлах підвіски, а передні вузли з'єднуються із силовим приводом, який, переміщуючи носову частинустабілізатора вгору або вниз, змінює кути установки в польоті. Підбираючи потрібний кут установки, льотчик може врівноважити літак за нульового шарнірного моменту на кермі висоти. Цей стабілізатор забезпечує і необхідну ефективність поздовжнього управління літака на зльоті та посадці.

Засоби усунення флаттера рулів та елеронів

Причиною виникнення згинально-елеронного та згинально-кермового флаттера є їх масова незбалансованість щодо осі шарнірів. Зазвичай центр мас рульових поверхонь розташований позаду осі обертання. В результаті при згинальних коливаннях несучих поверхонь сили інерції, прикладені в центрі мас кермів, за рахунок деформацій та люфтів у проводці управління відхиляють керма на деякий кут, що призводить до появи додаткових аеродинамічних сил, що збільшують згинальні деформації несучих поверхонь. Зі зростанням швидкості сили, що розгойдують, зростають і при швидкості, званій критичною швидкістю флаттера, відбувається руйнування конструкції.

Радикальним засобом усунення даного виду флаттера є установка в носовій частині кермів та елеронів балансувальних вантажів з метою переміщення їхнього центру мас вперед.

100-відсоткове вагове балансування кермів, при якій центр мас розташовується на осі обертання керма, забезпечує повне усунення причин виникнення та розвитку флаттера.

Вибір та розрахунок

На органи оперення в польоті діють розподілені аеродинамічні сили, величина і закон розподілу яких задаються нормами міцності або визначаються продувками. Масовими інерційними силами оперення через їх дещицю зазвичай нехтують. Розглядаючи роботу елементів оперення при сприйнятті зовнішніх навантажень, за аналогією з крилом слід розрізняти загальну силову роботу агрегатів оперення як балок, у перерізах яких діють перерізуючі сили, згинальні та крутні моменти, і роботу місцеву від повітряного навантаження, що припадає на кожну ділянку обшивки з підкріплювальними елементами.

Різні агрегати оперення відрізняються один від одного призначенням та способами закріплення, що вносить свої особливості у силову роботу та впливає на вибір їх конструктивно-силових схем. Необхідна ефективність оперення забезпечується правильним вибором форм та розташування його поверхонь, а також чисельних значень параметрів цих поверхонь. Щоб уникнути затінення органи оперення не повинні потрапляти в супутній струмінь крила, гондол та інших агрегатів літака. Не менший вплив на ефективність оперення надає застосування комп'ютерних пілотажних систем. Наприклад до появи досить досконалих літакових

А тепер, чому конструктори відходять від класичної схеми. Зараз літаків величезна кількість та їх призначення разом із характеристиками дуже сильно відрізняється. І, по суті, тут необхідно розбирати конкретний клас літаків і навіть конкретний літак окремо, але щоб зрозуміти основні принципи, буде достатньо кількох прикладів.

Перший - вже згадуваний Ан-225, має подвійне винесене вертикальне оперення з тієї причини, що він може нести на собі таку об'ємну річ, як човник Буран, який у польоті затіняв би в аеродинамічному плані єдиний вертикальний стабілізатор, розташований по центру, і ефективність його була б надзвичайно низька. Т-подібне оперення Ту-154 також має переваги. Оскільки воно знаходиться навіть за задньою точкою фюзеляжу, через стріловидність вертикального стабілізатора, плече сили там найбільше (тут можна знову вдатися до лінійки і двох пальців різних рук, чим ближче задній палець до переднього, тим велике зусилля на нього необхідне), тому його можна зробити меншим і таким потужним, як із класичної схемою. Однак тепер всі навантаження, спрямовані по осі тангажу, передаються не на фюзеляж, а на вертикальний стабілізатор, через що той необхідно серйозно зміцнювати, а значить і обтяжувати.

Крім того, ще й додатково тягнути трубопроводи гідравлічної системи керування, що ще більше додає ваги. Та й загалом така конструкція складніша, а отже менш безпечна. Що ж до винищувачів, чому вони використовують площини, що повністю відхиляються, і парні вертикальні стабілізатори, то основна причина - збільшення ефективності. Адже зрозуміло, що зайвої маневреності у винищувача бути не може

Т-подібне оперення літака містить кіль, на верхній частині якого закріплений поворотний стабілізатор, забезпечений приводом і шарнірними вузлами кріплення, що складаються з пари вилок, кожна з яких включає в себе зовнішню і внутрішню вуха на лонжероні стабілізатора і вушко яких на отворах яких змонтовано сполучний пристрій. Кожна з вушок кіля складається з двох частин і в ній встановлена склянка з кульовим підшипником. Кожна зовнішня і внутрішня вушка вилки стабілізатора з'єднані з вушами кіля порожнім болтом, усередині якого розміщений дублюючий болт, стягнутий гайкою, поверх якого встановлена гайка зі стопором для фіксації положення вушок кіля щодо вилки. Кінці згаданих порожнистих болтів розташовані між вилками з торцевим зазором і з'єднані між собою проміжною втулкою, що охоплює їх, на зовнішній стороні якої встановлена гойдалка управління кермами стабілізатора, зафіксована стопорним кільцем з болтом. Винахід спрямовано підвищення живучості літака. 6 іл.

Відомі літаки з Т-подібним хвостовим оперенням, у якого поворотний стабілізатор закріплений на задніх шарнірних з'єднаннях із загальною віссю обертання, що складається з вушок, виделок і болтів, що з'єднують їх, і має переднє шарнірне з'єднання, пов'язане з каркасом літака механізмом управління стабілізатора (див. Руко. з експлуатації літака (ТУ-154М, розділ 055.50.00, стор.3/4, рис.1, лютий 22/85).

Однак відомий пристрій має цілу низку недоліків.

Немає дублювання життєво важливих елементів, тобто. тих елементів, руйнування яких призводить до катастрофи літака. Такими елементами є задні шарнірні з'єднання установки стабілізатора поворотного на кіль літака. Безпека польоту забезпечується за рахунок дуже малої розрахункової напруги в елементах шарнірних вузлів, що призводить до додаткової ваги конструкції, тому що доводиться збільшувати габарити (товщину) вушок, габарити обтічників, що прикривають ці вуха, а значить і збільшення аеродинамічного опору.

Завданням цього винаходу є збільшення живучості літака шляхом підвищення надійності конструкції Т-подібного хвостового оперення.

Вирішення технічного завдання забезпечується тим, що конструкція рухомого кріплення стабілізатора на кілі має дублюючі життєвоважливі елементи.

Хвостове оперення літака має поворотний стабілізатор 1, закріплений на кілі 2 на двох шарнірних вузлах кріплення з сполучним пристроєм, кожен з яких складається з вилки (див. фіг.2), що містить зовнішню вушко 3 і внутрішню вушко 4, які виконані на лонжероні 5 1, і вуха 6 кіля 2. У вушка 6 встановлений стакан 7, закріплений гайкою 8, в якому розміщений кульовий підшипник 9, зафіксований гайкою 10. гайкою 13. Пакет деталей 9,14 через болт 11 стягнутий гайкою 15, що має зовнішнє ліве різьблення. На гайку 15 навертається гайка 16, що фіксує положення вуха 6 щодо вилки кіля. Гайка 16 стопориться шайбою 17. Кінці болтів 11 з'єднані втулкою 18 з бронзовим вкладишем. На втулці 18 із зовнішнього боку встановлена гойдалка 19 управління кермами стабілізатора, яка фіксується на ній кільцем 20 через болт 21, що одночасно з'єднує втулку 18 з болтом 11.

У схемі "качка" оперення розташовується в носовій частині літака перед крилом. Можлива комбінована схема, коли в літака з хостовим оперенням ставиться додаткове переднє оперення - схема з ПГО (переднє горизонтальне оперення), що дозволяє використовувати переваги обох зазначених схем. Схеми "безхвостка", "літаюче крило" горизонтального оперення не мають.

Нерухомий стабілізатор зазвичай має фіксований кут установки щодо поздовжньої осі літака. Іноді передбачається регулювання цього кута землі. Такий стабілізатор називається переставним.

На важких літаках підвищення ефективності поздовжнього управління кут установки стабілізатора з допомогою додаткового приводу може змінюватися в польоті, зазвичай під час зльоту і посадці, і навіть для балансування літака заданому режимі польоту. Такий стабілізатор називається рухомим.

На надзвукових швидкостяхпольоту ефективність керма висоти різко падає. Тому в надзвукових літаківзамість класичної схеми ГО з кермом висоти застосовується керований стабілізатор, кут установки якого регулюється льотчиком за допомогою командного важеля поздовжнього керування або бортового комп'ютера літака. Кермо висоти у цьому випадку відсутнє.

Вертикальне оперення (ВО)

Забезпечує літаку колійну стійкість, керованість та балансування щодо вертикальної осі. Воно складається з нерухомої поверхні - кіля та шарнірно підвішеного до нього керма напряму.

Цільноповоротне ВО застосовується дуже рідко. Ефективність ВО можна підвищити шляхом встановлення форкіля - передній наплив у кореневій частині кіля та додатковим підфюзеляжним гребенем. Інший спосіб - застосування кількох (зазвичай трохи більше двох однакових) кілів.

Форми оперення

Форми поверхонь оперення визначаються тими самими параметрами, що й форми крила: подовженням, звуженням, кутом стріловидності, аеродинамічним профілем та його відносною товщиною. Як і у випадку з крилом розрізняють трапецеподібне, овальне, стрілоподібне та трикутне оперення.

Схема оперення визначається кількістю його поверхонь та їх взаємним розташуванням. Найбільш поширені такі схеми:

схема з центральним розташуванням вертикального оперення у площині симетрії літака - горизонтальне оперення у разі може розташовуватися як у фюзеляжі, і на кілі будь-якому віддаленні від осі літака. (Схему з розташуванням ГО на кінці кіля прийнято називати Т-подібним оперенням.)
схема з рознесеним вертикальним оперенням - дві його поверхні можуть кріпитися з боків фюзеляжу або на кінцях ГО. У двобалковій схемі фюзеляжу поверхні ВО встановлюються на кінцях фюзеляжних балок. На літаках типу "качка", "безхвостка", "літаюче крило" рознесене ВО встановлюється на кінцях крила або в середній його частині,
V-подібне оперення, що складається з двох похилих поверхонь, що виконують функції горизонтального і вертикального оперення. Через складність управління і, як наслідок, малу ефективність таке оперення широкого застосування не одержало. (Правда застосування комп'ютерних пілотажних систем змінило ситуацію на краще. Поточне управління V-подібним оперенням в оснащених ним новітніх літакахбере на себе бортовий комп'ютер, - пілоту лише достатньо задати стандартною ручкою управління напрямок польоту (вліво-вправо, вгору-вниз), і комп'ютер зробить все, що для цього потрібно.

Необхідна ефективність оперення забезпечується правильним вибором форм та розташування його поверхонь, а також чисельних значень параметрів цих поверхонь. Щоб уникнути затінення органи оперення не повинні потрапляти в супутній струмінь крила, гондол та інших агрегатів літака. Не менший вплив на ефективність оперення надає застосування комп'ютерних пілотажних систем. Наприклад до появи досить досконалих літакових бортових комп'ютерів V-подібне оперення майже застосовувалося, через його складності під управлінням.

Пізніше настання хвильової кризи на оперенні досягається збільшеними порівняно з крилом кутами стріловидності та меншими відносними товщинами. Уникнути флаттера і бафтінг можна відомими заходами усунення цих явищ аеропружності.

Шасі літального апарату- система опор літального апарату, що забезпечує його стоянку, пересування по аеродрому або воді при зльоті та посадці. Зазвичай є кілька коліс, іноді використовуються лижі, або поплавки. У деяких випадках використовуються гусениці або поплавці, поєднані із колесами.

Основні схеми розташування шасі (англ.) рос.:

З хвостовим колесом. Головні опори або опора розташовані попереду центру ваги, а допоміжна (хвостова) – позаду (Douglas DC-3).
З переднім колесом. Переднє (носове) колесо розташоване попереду центру важкості, а головні опори позаду центру важкості. На стійку у носовій частині фюзеляжу зазвичай припадає 10-15% маси. Набули поширення в період Другої світової війни і в повоєнні роки (наприклад, Boeing 747).
Велосипедний тип. Дві головні опори розташовані у фюзеляжі, попереду та позаду центру тяжкості апарату. Дві бічні опори кріпляться з боків (Boeing B-52 Stratofortress, Мясищев 3М, Яковлєв Як-25, 27, 28).

Основними елементами шасі літального апарату є:

амортизаційні стійки для пом'якшення ударів, що у момент приземлення.
колеса (пневматики), забезпечені гальмами для зменшення довжини післяпосадкового пробігу
система розкосів (стрижнів), що сприймають реакції землі та кріплять амортизаційні стійки та колеса до крила та фюзеляжу

У більшості літальних апаратів після зльоту шасі забирається у фюзеляж або крило. У невеликих літальних апаратів шасі, як правило, не забирається і має конструкцію, що допускає заміну коліс лижами або