Аэродинамическая компенсация

Степень аэродинамической компенсации шарнирного момента может измениться в результате из.менения характера распределе- [c.296]

Рис. 11.22. Виды аэродинамической компенсации

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. 4.11 показаны разновидности аэродинамической компенсации. [c.82]

Рис. 4.11, Аэродинамическая компенсация элеронов

Для выбора величины аэродинамической компенсации руля высоты рекомендуется номограмма на рис. 5.3 - по данным работы [10]. [c.89]

Рис. 5.3. К выбору аэродинамической компенсации руля высоты

Рис. 5.5. К выбору аэродинамической компенсации руля направления

Хвостовое оперение свободнонесущее, рули имеют аэродинамическую компенсацию по всему размаху. Такое решение привело к значительной длине узлов подвески, которые выполнены в виде размашистых ухватов, заметно выступающих в поток. [c.41]

Следует четко выделять проявления характеристик устойчивости и управляемости Опытный пилот все это может определить по поведению ручки управления. Если прн выполнении маневра требуется слишком большой расход ручки — значит, самолет чрезмерно устойчив н центровку следует сдвинуть назад. При этом в любом случае полеты следует начинать с передней центровкой. Если самолет вяло реагирует иа движения ручки — значит, недостаточна эффективность рулен. Надо увеличить нх площадь или углы отклонения. Если при нормальных расходах ручки и удовлетворительной реакции самолета слишком велики усилия — увеличивают степень аэродинамической компенсации рулен (и наоборот). [c.99]

Рнс. 120. Номограммы для выбора степени осевой аэродинамической компенсации рулевой поверхности [c.147]

Для обеспечения устойчивого положения элерона в воздухе ему дают аэродинамическую компенсацию. [c.259]

При заданном значении аэродинамической компенсации [c.244]

Рулевые поверхности ряда самолетов, особенно со значительной степенью аэродинамической компенсации, имели четко выраженные утопленные кронштейны, на шарнирах которых установлены сами рули. [c.48]

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]

Профили оперения, как правило, симметричные. Чем меньше с (относитель ная толщина), тем меньше и тем больше М рит- При малом значении с жест кость меньше. Уменьшение с может привести к увеличению веса оперения. Н малая величина с затрудняет устройство осевой аэродинамической компенсаци рулей. [c.246]

Наиболее распространенным видом аэродинамической компенсации является осевая компенсация, в которой компенсирующей поверхностью слуткит часть элерона, расположенная перед осью вращения элерона (позиция 4 на рис. 4.11, а). Практика показывает, что при скоростях полета до 250 км/ч и площади крыла около 10 м аэродинамическая компенсация элеронов не нужна. В этом случае элерон может иметь форму, показанную на рис. 4.11,6. Для выбора степени осевой аэродинамической компенсации 8ок элерона рекомендуется номограмма на рис. 4,12 - по данным работы [10]. [c.82]

Особое внимание при создании АНТ-20 было обращено на проектирование системы управления самолетом. Она выполнялась жесткой с использованием трубчатых тяг, что по сравнению с мягким 1росовым управле-шем на самолете такого большого размера значительно повысило надеж-Вость системы управления, уменьшило трение и люфты в системе, облегчило управление самолетом и его обслуживание. Для снижения усилий на органы управления в ЦАГИ были проведены исследования по подбору аэродинамической компенсации рулей и элеронов, уменьшению их шарнирных моментов. По результатам этих исследований на самолете АНТ-20 были применены рулевые поверхности с осевой аэродинамической компенсацией, которые отклонялись с помощью серворулей. Кроме того, для большего снижения усилий на штурвале была несколько Ттменьшена по сравнению с потребной и площадь рулей высоты, что определяло необходимость на некоторых режимах полета в дополнение к отклонению рулей высоты использовать также и перестановку стабилизатора. Управление стабилизатором осуществлялось специальным ревер-. сивным электромеханизмом от передвижного ползунка на штурвале управ-- ления. Кроме электродистанционного имелось также и механическое, ручное управление стабилизатором, использовавшееся как аварийное. Электродистанционная система применялась и для управления жалюзи радиаторов двигателей. [c.321]

Экспериментальный самолет-лаборатория 346 разрабатывался в СССР немецкими специалистами и предназначался для исследований на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Он являлся одноместным среднепланом с крылом площадью 19,86 м , стреловидностью 45° и значительно большим, чем у самолета 5 , сужением крыла в плане. Оперение самолета выполнялось по Т-образной схеме с изменяемым в полете углом установки горизонтального стабилизатора. На самолете могли быть установлены рули высоты с разной степенью аэродинамической компенсации и предусматривалась установка небольшого цельноповоротного киля над горизонтальным оперением для оценки их эффективности в скоростном полете. Самолет имел оригинальную компоновку герметичной кабины летчика регенерационного типа с лежачим рабочим положением летчика, обеспечивавшим минимальный мидель фюзеляжа. В случае необходимости гермокабина могла быть отделена от самолета с помощью взрывных болтов, а затем и летчик мог катапультироваться из нее (77 на рис. 2). В хвостовой части самолета размещался двухкамерный ЖРД с максимальной суммарной тягой двух камер, равной 4000 кгс, и турбонасосной подачей топливных компонентов из фюзеляжных баков в камеры сгорания двигателя. [c.423]

В связи с основным назначением самолета как сверхзвуковой летающей лаборатории его крыло крепилось к фюзеляжу через динамометры, которые позволяли производить замеры и запись действуюшд1х на крыло воздушных сил и моментов, а на оперении могли быть установлены рули с разной степенью аэродинамической компенсации. Бортовая аппаратура регистрировала все важнейшие параметры полета и информацию, поступавшую от динамометров и датчиков на крыле и оперении самолета. Максимальная взлетная масса самолета — 5230 кг. [c.423]

Вертикальное оперение двухкилевое. Все рули имели аэродинамическую компенсацию и триммеры. [c.135]

Проводя дальнейшее исследование элементов простоты и рациональности Зенита , следует обрагить внимание на подвеску элеронов и закрылков, выполненную иа простой рояльной петле. Прн этом аэродинамической компенсации у элеронов нет. Да оиа и ие нужна на этих скоростях. Аэродинамическое сопротивление таких элеронов по сравнению с традиционной щелевой подвеской меньше, а эффективности элеронов для самолета подобного класса вполне хватает. В схеме Зенита обращает на себя внимание применение цельноповоротных киля и стабилизатора без обычных рулей высоты и направления. Но хотя конструкция оперения при этом существенно упрощается, с точки зрения устойчивости и управляемости для легкого самолета это далеко ие лучшее решение. [c.37]

Практика показала, что спортивно-пилотажный самолет должен иметь значительный запас устойчивости. Так, например, иа Су-26 полеты выполнялись с самой различной центровкой вплоть до 36% САХ. Но только при центровке 25—26% пилоты оценили фиксацию как хорошую, а управляемость как вполне нормальную. То же самое можно сказать о путевой и поперечной устойчивости. На спортивио-пилотажиом самолете хорошей управляемости следует добиваться ие за счет снижения запасов устойчивости, а за счет повышения эффективности рулей. При этом легкость управления обеспечивается подбором аэродинамической компеисации рулевых поверхностей. На выборе аэродинамической компенсации подробнее остановимся в одной из следующих глав, а сейчас только отметим практика показала, что пока никакой расчет ие позволяет [c.98]

Важный элемент профиля — форма носка элерона. Наиболее распространенные варианты носков показаны на рис. 114,у4. Носок, образованный параболой 100 (позиция 4 рис. 114,у4), используется на элеронах и рулях, имеющих осевую аэродинамическую компенсацию, когда носок выходит в поток, например на Як-55. Такая затупленная форма иоска прн очень большой величине осевой аэродинамической компенсации (20% и выше) приводит к нелинейному росту усилий на ручке управления при отклонении элеронов и рулей. Лучшими в этом отношении являются заостренные носки, как на Су-26 (см. рис. 114, А, Б). Координаты такого носка приведены в табл. 7. [c.138]

Подсчитать этн усилия и расходы в процессе проектирования довольно сложно Оии определяются площадью рулевых поверхностей, скоростью полета, наличием и степенью аэродинамической компенсации рулей Степенью аэродинамической компенсации руля называется отношение площади руля перед осью вращеиня к общей площади руля, выражаемое обычно в процентах Как показывает практика, иа самолетах со скоростью полета до 200—250 км/ч и площадью крыла до 10 м аэродинамическая компенсация рулей и элеронов вообще ие нужна Напротив, для увеличения усилий иа ручке часто приходится устанавливать пружинные или резиновые загружатели [c.146]

Если самолет имеет большие размеры и скорости, то степень аэродинамической компенсации прближеиио можио определить по номограммам иа рнс 120 Парно 121 показаны основные типы аэродинамических компенсаторов, используемых на легких самолетах Наиболее эффективными, как показывает практика, являются выносные и роговые компенсаторы Важное достоинство компенсаторов этого типа заключается в простоте нх замены или доработки в процессе летиых испытаний. [c.146]

Определить точную величину аэродинамической компенсации при проектировании крайне сложно. Обычно доводка усилий на ручке за счет величины аэродинамической компенсации осуществляется в процессе летных испытаний. Если есть сомнение, что прн выбранной величине осевой компенсации не удастся добиться приемлемых усилий на ручке, стоит предусмотреть установку роговых, как на Як-55, или выносных, как на Су-26, аэродинамических компенсаторов. Их велнчнну можно легко менять в процессе испытаний Часто используются и кинематические сервокомпенсаторы, как на 2-50Ь. Однако доводка таких компенсаторов сложна, а нх эффективность ниже, чем у выносных. [c.177]

Цап с вращательнЬ-поступательным движением имеет аэродинамическую компенсацию в 35—40% хорды. Его устройство понятно из фиг. 13 2 Ролик скользит в направляющей прорези под влиянием тяги. Подвеска к кронштейну заднего лонжерона осуществлена посредством балансира. [c.261]

В единственном экземпляре существовал У-2М (У-2п) Н.Н.Поликарпова на одном центральном поплавке с двумя поддерживающими подкрыльевыми поплавками. Двигатель М-ИД с воздушным запуском и с винтом изменяемого шага с коком закапотировали. За основу взяли серийный двухместный У-2, для него разработали дюралюминиевый однореданный поплавок с обводами ЦАГИ. Размеры поплавка 6,4 х 1,0 (ширина) х 0,65 м, водоизмещение 2310 л. Элероны и рули с осевой аэродинамической компенсацией. Оборудование — рация, 7,62-мм пулемет ШКАС на шкворневой установке, допускалась установка крупнокалиберного ДТ. Бомбовая нагрузка до 100 кг (4 х 25 кг). [c.159]

Схемы зондов для измерений пульсаций давления торможения паровой фазы и статического давления показаны на рис. 2.35, а, б. Приемный носик 1 зонда выполнен сменным с различными диаметрами и формой входного отверстия. Пьезокерамическин элемент расположен непосредственно за приемной камерой, длина и объем которой минимальны. Второй пьезокерамический элемент служит для компенсации вибраций зонда, создаваемых потоком. Для уменьшения переменных аэродинамических сил, действующих на зонд, его кормовая часть выполнена заостренной, а державка, расположенная в потоке, имеет хорошо обтекаемую форму. Зонд индикации полного давления с другой модификацией носика фиксирует также импульсы капель, попадающих в приемную камеру. Для определения максимальных импульсов, т. е. направления движения капель, зонд может поворачиваться относительно оси, проходящей через приемный носик. [c.71]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...