Шарнирный момент рулей

Рис. 11.28. Зависимости для шарнирного момента руля высоты

ШАРНИРНЫЙ МОМЕНТ РУЛЕЙ [c.277]

Суммарный шарнирный момент руля при а = 69 = 0,1 [c.283]

У многих современных самолетов бывает необходимо компенсировать более 90% шарнирного момента рулей и элеронов. Это предъявляет очень высокие требования к точности производства небольшая ошибка в размерах может сильно изменить нагрузку на ручке или педалях. Например, если аэродинамическая компенсация вместо 98% получилась равной 97%, то вместо 2% шарнирного момента летчик воспринимает 3%, т. е. в 1,5 раза увеличивается потребное усилие летчика. [c.297]

На рис. 11.23 изображена схема управления с гидроусилителем, включенным по необратимой схеме, при которой силовой механизм (цилиндр с поршнем) воспринимает полностью шарнирный момент руля. При необратимом управлении между ручкой управления в кабине и рулем нет механической связи ручка связана лишь с золотником, управляющим доступом жидкости (гидросмеси) в ту или другую половину силового цилиндра. [c.297]

Шарнирные моменты руля [c.180]

Рис. 21. Характер изменения степени продольной статической устойчивости самолета, эффективности и шарнирных моментов руля высоты при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета

Указанные выше изменения продольной устойчивости, эф-фективности и шарнирных моментов руля высоты существенно влияют на управляемость самолета в полете с работающими и особенно с неработающими бустерами. Чтобы представить это более наглядно, рассмотрим балансировочные кривые при различных перегрузках и зависимость от числа М важнейшего критерия продольной управляемости самолетов—величины усилия на ручке (штурвале) Р" необходимого для изменения перегрузки самолета на единицу в полете с выключенным бустером при неизменном (балансировочном) положении аэродинамического триммера руля высоты (рис. 23). [c.180]

В полете на сверхзвуковых скоростях вследствие повышения устойчивости, понижения эффективности и увеличения шарнирных моментов руля высоты к ручке требуется прикладывать давящие усилия. Эти усилия бывают настолько большими, что даже на истребителях при неработающих бустерах у летчика часто не хватает сил, чтобы их создать, т. е. достигнуть в прямолинейном полете сверхзвуковых скоростей. Если запас тяги у самолета достаточно большой, то на сверхзвуковые скорости самолет будет разгоняться с перегрузкой п > 1. И, наоборот, если при сверхзвуковой скорости откажет бустер и летчик перейдет на ручное управление, то понижение скорости до дозвуковой будет также происходить с перегрузкой п > 1, хотя и не очень значительной. [c.182]

ШАРНИРНЫЙ МОМЕНТ РУЛЯ — момент относительно оси вращения (шарниров) руля высоты или руля направления и элеронов. [c.228]

Обратимая система управления. Существуют две схемы включения гидроусилителя в проводку управления и в зависимости от этого шарнирный момент руля может восприниматься гидроусилителем полностью или частично. [c.230]

Если большая часть шарнирного момента руля воспринимается гидроусилителем и меньшая летчиком, система (как и система непосредственного управления) называется обратимой. В этом случае усилия, передающиеся на ручку (штурвал) и педали, увеличиваются с увеличением отклонения рулей. [c.230]

Возможность применения обрати.мых систем ограничивается резким увеличением воздушных нагрузок и значительным перемещением ЦД на поверхностях управления при околозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях. При этом резко изменяются шарнирные моменты рулей и усилия на ручке (штурвале) и педалях. Поэтому применять такую систему включения гидроусилителя можно только на самолетах, не достигающих критических (звуковых и более) скоростей полета. [c.230]

Определение шарнирного момента руля [c.325]

Пример. Рассмотрим результаты экспериментального исследования шарнирного момента руля в виде поворотной консоли, проведенного в дозвуковой аэродинамической трубе малых скоростей с открытой рабочей частью. Для такого исследования использовалась та же модель консоли и приспособление для ее крепления в рабочей части, что и в работе 6.3.1 (см. рис. 6.3.1 и 6.3.2). Аналогично этой работе определялись и параметры потока в рабочей части трубы. Скоростной напор в ней 9 , = 220 [c.327]

Покажите графически примерную зависимость коэффициента шарнирного момента т , от угла отклонения руля высоты б и угла атаки изолированного оперения а (рис. 11.8). Знак момента считается положительным в направлении кабрирования (увеличения углов атаки). [c.598]

Вычислите коэффициент шарнирного момента при Мо 6 = 0,2 для полностью подвижного органа управления треугольной формы с. размерами, показанными на рис. 11.9. Профиль руля симметричный, двояковыпуклый с относительной [c.598]

На рис. 11.28 приведены примерные зависимости коэффициента шарнирного момента от угла отклонения руля высоты б и угла атаки а изолированного оперения. Наличие положительного угла атаки смещает рассматриваемую зависимость вниз, поэтому при 6=0 момент /Пщ < о, а при б < 0 т, = 0. [c.626]

Рассмотрим определение шарнирного момента на примере руля высоты,, установленного на горизонтальном оперении (рис. 1.9.10). При отклонении этого руля на некоторый угол 8 он будет испытывать действие нормальной силы Кр, приложенной в центре давления, расположенном на расстоянии Хц.д от передней кромки и от оси вращения. Принимая шарнирный момент отрицательным, если он стремится повернуть руль вверх, найдем его величину из условия Мш = — вр = — ( Сц.д — л вр) Ур, где Хвр — [c.83]

Коэффициент шарнирного момента может рассматриваться как функция углов аоп(Роп) и ( Зф ) [или аоп Фоп) и срэ (Тф )] Например, для рулей высоты /1(000. или тш = /г(аоп. Т )- В пределах сравнительно небольших углов можно написать (для симметричного профиля) [c.84]

Представляет практический интерес определение шарнирных моментов, действующих на рули, для аппарата, находящегося в состоянии балансировки. Коэффициент этого момента для рулей высоты находится из уравнений [c.84]

При вычислении шарнирного момента концевых рулей (рис. 3.5.2) будем исходить из предположения, что создаваемая ими нормальная сила определяется как часть ее полной величины для всей несущей поверхности (пилона), пропорциональная отношению площадей руля и пилона (5р/5кр).В со- [c.280]

Коэффициент шарнирного момента по углу отклонения руля [c.281]

В случае сверхзвуковых скоростей составляющую шарнирного момента по углу атаки можно определить, исходя из предположения, что отношение нормальных сил руля и всей несущей поверхности будет такое же, как их [c.281]

Производная от коэффициента шарнирного момента по углу отклонения руля может быть определена при помощи (3.4.7) для производной от коэффициента нормальной силы. Принимая во внимание эту формулу, найдем [c.281]

Концевые рули. Рассмотрим приближенную оценку шарнирного момента концевых рулей в предположении, что их нормальная сила определяется как часть полной величины для консолей, пропорциональная отношению площадей S /Sg . В соответствии с этим [c.283]

Рули, расположенные вдоль задней кромки оперения. Для дозвуковых скоростей = 0,865) статическую производную от коэффициента шарнирного момента по углу [c.283]

Коэффициент шарнирного момента по углу отклонения руля находим из (3.5.20) при йдр = оп — 0,995, кщ= 0,9, = 0 [c.284]

Недостатками, свойственными этому типу рулей, являются большие шарнирные моменты, обусловленные значительным удалением центра давления от оси вращения. Такие рули недостаточно надежны в плотных слоях атмосферы, так как для них характерна относительно широкая зона нечувствительности ( мертвый ход). Это объясняется размытостью границы струи за счет смешения продуктов сгорания с атмосферой. [c.331]

При выполнении полета на каком-либо установившемся режиме ручка Должна находиться в определенном положении. Если усилие с ручки снято триммером илн механизмом триммерного эффекта, то при отклонении ручки от этого положения она стремится вернуться к нему при прямом управлении — под действием шарнирного момента руля, при необратимом — под действием загрузочного механизма. Такое поведение ручки называется самоцентрированием. [c.300]

При малой эффективности руля направления на больших сверхзвуковых скоростях полета отклонения его при выполнении маневров со скольжением должны быть больше. Одновременно с увеличением потребных отклонений резко возрастают шарнирные моменты руля направления, что значительно затяжеляет путевое управление на сверхзвуковых скоростях (если нет бустеров в системе управления рулем направления). Тем не менее при малой путевой статической устойчивости самолета рулем направления и на сверхзвуковой скорости можно создать большие углы скольжения. [c.100]

Как известно, при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета вследствие происходящего при этом смещения назад центра давления и аэродинамического фокуса крыла степень продольной статической устойчивости самолета резко возрастает (рис. 21). Так как отклонения руля высоты при сверхзвуковых скоростях не изменяют аэродинамических нагрузок на впереди лежащей поверхности стабилизатора а меняют нагрузки только на самом руле, его эффективность значительно уменьшается. Шарнирные моменты руля высоты, как и степень устойчи- [c.179]

Увеличение усилий по перегрузке является следствием следующих причин. Во-первых, при большой продольной устойчивости самолета для изменения перегрузки необходимо создавать рулем высоты большие аэродинамические моменты, т. е. отклонять руль на большую величину, даже если бы эффективность руля Ьставалась такой же, как при дозвуковых скоростях. Во-вторых, эффективность руля при переходе к сверхзвуковым скоростям существенно уменьшается (см. рис. 21), поэтому потребные отклонения руля для создания перегрузки дополнительно увеличиваются. В-третьих, усилия, которые должен приложить летчик к ручке (штурвалу) управления для отклонения руля на один градус, при этом значительно возрастают. Если, например, устойчивость самолета увеличивается в пять раз, эффективность руля уменьшается вдвое, а коэффициент шарнирного момента руля увеличивается в два с половиной раза, то усилия на единицу перегрузки при переходе к сверхзвуковым скоростям возрастут в 25 раз. [c.181]

Для имитации усилий, возрастающих по мере увеличения угла отклонения руля, в систему управления включается загрузочный механизм. В этом случае пилот преодолевает усилие не от шарнирного момента руля, а от сжатия или растяжения пружины загрузочного механизма. К загрузочному устройству подсоединяется так называемый механизм триммерного эффекта. При включении этого механизма снимается по желанию пилота при длительном полете усилие с ручки (педали). Получается эффект, равноценный действию триммера. [c.230]

Шарнирный момент.-Существенной для оценки рулей является величина их шарнирного момента, представляющего собой аэродинамический момент относительно оси вращения, который надо преодолеть при отклонении рулей. Величина этого момента Л1 , =/Пщ5р6ср <7оп> где-— коэффициент шарнирного момента 5р и — площадь и средняя хорда руля — скоростной напор у оперения. [c.83]

Данные об определении шарнирного момента используются при исследовании важного свойства летательного аппарата, которое связано с его статической устойчивостью при полете со свободными рулями. В этом случае рули занимают положение свободного равновесия, при котором шарнирный момент равен нулю, т. е. /Пша+т б = О (индекс ош> опускаем). Коэффициент момента тангажа, действующего на аппарат, определяется из выражения тгсв= Шга+Шг б . [c.84]

При дозвуковых скоростях зависимости для шарнирных моментов таких органов управления были получены И. В. Остославским 129]. Рассмотрим эти зависимости, уточнив их за счет поправочных множителей, учитывающих влияние интерферейции с корпусом. В случае дозвуковых полетов для обычных рулей или элеронов (без аэродинамической компенсации), расположенных на крыле, производная по углу атаки от коэффициента ша )нирного момента [c.280]

Изменение шарнирного момента, вызванное аэродинамической компенсацией, может быть учтено при помощи некоторого коэффициента, меньшего единицы. По расчетам И. В. Остославского, величина этого коэффициента может быть принята равной [1 — 3,6(5р.к/5р)1 (где 5р.к, 5р — площади соответственно компенсатора и всего руля). [c.281]

Предположим что поворотное оперение расположено за крыльями (см. рис. 2.5.16). В этом случае следует учесть влияние на шарнирный момент скоса потока перед рулями. В примере2.5.1 была найдена производная Ids/da) = 0,309, а в примере 3.2.1 — производная [d /(dh )к, J 0,267. Согласно формуле (3.5.16) и аналогичному выраже- [c.283]

Для расчета шарнирного момента при сверхзвуковых скоростях (М,с= 1,5) воспользуемся формулой (3.5.22). Примем, что центрлавлення руля в виде плоской пластинки расположен на расстоянии от его передней кромки ( д д)а = (- ц д)5 = 0,5 Ь = = 0,5 0,75 = 0,375 м. Эта величина определяет плечи = = 0,375 м. В соответ- [c.284]

Представляют интерес опытные данные об исследовании цилиндрических насадков ([54], 1958, № 565). Вид насадка и зависимость управляющего усилия от угла поворота, длины насадка и давления в камере двигателя приведены на рис. 4.5.1. Для исследуемой схемы поворотного насадка шарнирный момент достигал 1,54 кгс-см (0,151 Н-м)на 1 кгс боковой управляющей силы, в то время как для центрального газового руля эта величина составляла 0,92 кгс-см/кгс (9,2-10 Н-м/Н). Потери тяги оказались незначительными и практически не зависящими от устройства входной части насадка. Можно ожидать, что от вида конструкции в значительной степени зависит эрозионная стойкость цасадка. Опыты показывают, что оптимальная длина цилиндрического насадка близка к 1,5 его диаметра. [c.327]

Несмотря на указанные недостатки, газовые рули находят широкое применение. Это объясняется относительной простотой конструкции руля и компоновки управляющего устройства, а также малой величиной шарнирного момента, обусловленной использованием газоаэродинамической компенсации. Важное положительное свойство таких рулей связано с линейностью рабочих характеристик (т. е. линейной зависимостью управляющих сил от угла поворота). Существенным является то, что крепление газовых рулей у выходной части сопла летательного аппарата повыщает прочностные характеристики летательного аппарата,увеличивая жесткость кормовой части и раструба сопла. [c.329]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...