Горизонтальное оперение

При вращении летательного аппарата вокруг продольной оси горизонтальное оперение может вызвать дополнительный момент рыскания (спиральный момент). Коэффициент этого момента при Мх, С 1 [c.651]

Спиральная производная, обусловленная горизонтальным оперением. [c.652]

Для изолированного горизонтального оперения [c.662]

Схема стабилизации летательного аппарата в виде оперенного тела вращения показана на рис. 1.8.1. В продольном направлении стабилизация обеспечивается горизонтальным оперением, создающим момент тангажа Мг = —У(Хц.д —Хц. а), а в боковом (статическая устойчивость пути) — вертикальным оперением, обеспечивающим момент рыскания Му = = — хц.д—Хц.м). Зависимость моментов и Му соответственно от углов [c.59]

Сложной формой в плане отличаются стабилизирующие (несущие) поверхности, изображенные на рис. 1.8.8,к, л, м. (с двойной и несколькими стреловидностями, а также с -образной кромкой). На современных сверхзвуковых летательных аппаратах, лишенных специального горизонтального оперения, поверхности с такой формой используются не только для обеспечения необходимой подъемной силы, но и для создания стабилизирующего усилия, придающего статическую устойчивость. [c.68]

Эффективность органов управления. Оценка этой эффективности связана с исследованием изменения аэродинамических характеристик оперения или крыльев под воздействием соответствующих органов управления, установленных на них. Важнейшей из таких характеристик является коэффициент подъемной силы горизонтального оперения (крыла) как функция углов атаки Поп и отклонения руля высоты ба, т. е. Су оп = f(ao , ба ). [c.81]

I — горизонтальное оперение 2 — руль высоты [c.83]

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]

Для плоской комбинации, включающей корпус и плоское горизонтальное оперение в виде двух консолей (рис. 2.2.1,6), [c.157]

Следует иметь в виду, что поперечная сила, вызванная добавлением горизонтального оперения к корпусу (первый член в правой части), нормализуется не поперечной силой горизонтального оперения (которая равна нулю), а соответствующим ее значением для изолированного корпуса. [c.170]

Исследования показывают, что в тех случаях, когда спиральный момент возникает (при наличии горизонтального оперения или крыльев), его величина оказывается настолько малой, что в практических расчетах суммарного момента рыскания им обычно пренебрегают. [c.185]

Согласно данным линеаризованной теории обтекания для несущей поверхности (горизонтального оперения) со сверхзвуковой передней кромкой, [c.187]

Движение крена. Коэффициент добавочной нормальной силы, действующей на одну консоль горизонтального оперения при продольном вращении с некоторой угловой скоростью Оц. = (йну, определяется по (2.4.42). Величину ( . )оп= [c.193]

Рис. 2.5.7 Влияние горизонтального оперения на моментные характеристики комбинации корпус—крыло—оперение

Для обеспечения приемлемых усилий на штурвале, управляющем рулем высоты, на самолете Ил-62 был принят ряд специальных мер, позволивших ограничиться минимальной площадью горизонтального оперения (40 м ) и с помощью аэродинамических методов снизить шарнирные моменты на руле до величин, обеспечивающих возможность ручного управления без использования гидроусилителей. Это привело к созданию простейшей системы управления, обладающей высокой надежностью при минимальной массе. Обеспечивая надежность такой системы, конструктор основывался прежде всего на интуиции и богатейшем опыте многолетней работы по созданию самолетов. [c.36]

Нагрузки, редко изменяющиеся в течение одного полета подъемная сила крыла уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения нагрузки, возникающие при отклонении закрылков нагрузки от избыточного давления в герметической кабине нагрузки от работы шасси. [c.84]

При осмотре горизонтального оперения особое внимание обращают на обшивку корневой его части и узлы крепления стабилизатора, на узлы и обшивку руля высоты, на несиловую обшивку стабилизатора и крепление балансировочных грузов, оси подвески управления стабилизатором и т. п. [c.105]

Под воздействием акустических и вибрационных нагрузок на обшивке крыла, фюзеляжа, обшивке и нервюрах горизонтального оперения на элеронах могут появляться трещины и выпадать заклепки. Особенно тщательно проверяют состояние обшивки канала всасывания, где может происходить обрыв заклепок, которые при попадании в двигатель могут вызвать забоины на лопатках компрессора и выход ГТД из строя. [c.106]

Жается уровень Шума в передней полусфере, а с помощью горизонтального оперения самолета снижается уровень шума в задней полусфере. Однако при таком размещении силовой установки двигатель попадает в зону потока, имеющего большую скорость. Это сказывается на работе двигателя и затрудняет его техническое обслуживание. Кроме того, возникает необходимость в дополнительной звукоизоляции кабины и пассажирского салона. [c.66]

Наиболее распространена схема одновинтового вертолета с рулевым винтом — небольшим вспомогательным винтом, используемым для уравновешивания реактивного крутящего момента несущего винта и для путевого управления. Рулевой винт устанавливается вертикально на хвостовой балке его тяга направлена влево, если несущий винт вращается по часовой стрелке. Плечо силы тяги рулевого винта относительно оси вала несущего винта обычно несколько больше радиуса последнего. Управление по тангажу и крену в этой схеме обеспечивается наклоном вектора силы тяги несущего винта посредством изменения циклического шага управление по высоте — изменением величины тяги несущего винта посредством изменения его общего шага путевое управление — изменением величины тяги рулевого винта посредством изменения его общего шага. Эта схема проста и требует одного механизма управления несущим винтом и одной трансмиссии для его привода. Рулевой винт обеспечивает хорошую путевую управляемость, но требует затраты мощности для уравновешивания аэродинамического крутящего момента, что увеличивает суммарную потребную мощность вертолета на несколько процентов. Недостатком одновинтовой схемы является обычно небольшой диапазон допустимых центровок он увеличивается при использовании бесшарнирного винта. Кроме того, рулевой винт, если он расположен не очень высоко на хвостовой балке, представляет некоторую опасность для наземного персонала в этом случае не исключена также возможность удара рулевого винта о землю при эксплуатации вертолета. Рулевой винт работает как вертикальное и горизонтальное оперение в потоке, возмущенном несущим винтом и фюзеляжем, что снижает его аэродинамическую эффективность и увеличивает нагрузки и вибрации. Одновинтовая схема (с рулевым винтом) наиболее подходит для вертолетов малых и средних размеров ). [c.298]

Кроме того, как мы увидим дальше, при сверхзвуковых скоростях резко возрастают стабилизирующие продольные моменты, которые приходится преодолевать при изменении угла атаки крыла. Поэтому на сверхзвуковых самолетах применяют управляемый стабилизатор здесь отклоняется все горизонтальное оперение, а не только его задняя половина. Одной из разновидностей аэродинамических рулей являются интерцепторы, применяемые в качестве рулей крена вместо элеронов или в дополнение к ним. Интерцептор представляет собой пластину, выдвигаемую вниз вблизи задней.кромки крыла под прямым углом к его хорде. Повышение давления, возникающее перед интерцептором, увеличивает подъемную силу и создает необходимый момент крена. Известны и другие типы аэродинамических рулей. [c.281]

Прирост ДУ подъемной силы самолета, возникающий за счет изменен 1я угла атаки и изображенный на рис. П.09, можно рассматривать как сумму нескольких параллельных сил прироста ДУ р подъемной силы крыла, прироста ДУг.о подъемной силы оперения, прироста ДУф подъемной силы фюзеляжа и т. д. (рис. 12.05). Точки приложения этих сил называются, соответственно, фокусом крыла, фокусом горизонтального оперения, фокусом фюзеляжа. Очевидно, положение фокуса самолета зависит, во-первых, вт взаимного расположения фокусов его частей и, во-вторых, от соотношения величин приростов подъемных сил этих частей. [c.308]

Эффективность оперения при дозвуковых скоростях полета сильно зависит от удлинения крыла, влияющего на величину угла скоса потока, набегающего на оперение. Если бы скоса не было, изменение угла атаки оперения при повороте самолета вокруг оси г было бы равно изменению угла атаки крыла. В действительности же при увеличении угла атаки крыла возрастает скос потока, что снижает эффективность горизонтального оперения, и тем сильнее, чем меньше удлинение крыла. [c.308]

При неудачном размещении горизонтального оперения крыло может сиЛьНО уменьшить его стабилизирующее действие и на больших сверхзвуковых скоростях полета. На рис. 12.06 показан спектр обтекания крыла при скорости полета, в несколько раз превышающей звуковую, и значительном угле атаки. Если стабилизатор находится перед хвостовым скачком крыла (положение /), то угол скоса потока, обтекающего оперение, очень велик — он приблизительно равен углу атаки крыла. При таком расположении оперения изменение угла атаки самолета не приведет к возникновению силы ДКг.о. так как воздушный поток [c.309]

Рис. 12.06. Направление потока в области горизонтального оперения при полете со сверхзвуковой скоростью

Другой Причиной ухудшения устойчивости на определенных углах атаки может быть снижение эффективности оперения из-за попадания в спутную струю крыла. Такое явление свойственно, в частности, при больших углах атаки некоторым самолетам с высоким расположением горизонтального оперения. [c.310]

XDO T самолета опускается и на стабилизатор — горизонтальное оперение хвоста самолета — начинает действовать подъемная сила R, направленная вверх. Она создает момент относительно поперечной оси, возвращающий самолет в горизонтальное положение. Наоборот, если нос самолета опускается, то стабилизатор, поднимаясь, оказывается под отрицательным углом атаки к набегающему потоку и на него действует подъемная сила , направленная вниз. Момент этой силы поднимает нос самолета, т. е. возвращает его к исходному положению. Таким образом, хотя крыло само по себе неустойчиво относительно поперечной оси, стабилизатор придает самолету устойчивость относительно этой оси и обеспечивает сохранение горизонтального (или близкого к горизонтальному) положения продольной оси самолета. Легко видеть, что положение не изменится, если с самого начала точка приложения подъемной силы будет лежать впереди центра тяжести. При этом нос самолета будет несколько поднят, стабилизатор будет уже с самого начала находитьг ся под положительным углом атаки и давать подъемную силу, так что сумма моментов подъ ной силы крыльев и стабилизатора относительно поперечной оси будет равна нулю. Поворот самолета относительно поперечной оси нарушит равенство этих моментов, и возникший момент будет, как показано выше, возвращать самолет к исходному положению. [c.572]

Скачки уплотнения и волны разрежения, образуюнгиеся на крыле, также влияют на эффективность оперения. При нетандемном расположении горизонтального оперения оно может оказаться перед скачком (рис. 11.24, а), обтекаться под нулевым углом атаки и не создавать нормальной силы. С ростом угла атаки угол скачка увеличивается и оперение попадает в поток, прошедший скачок уплотнения (рис. 11.24, б), и в значительной мере восстановит свою эффективность, которая из-за влияния угла скоса потока и его торможения за крылом окажется несколько ниже, чем при обтекании невозмущенным потоком под тем же углом атаки. [c.619]

При двухкрылой схеме горизонтальное оперение может располагаться как в хвостовой, так и в носовой части корпуса или вовсе отсутствовать. В последнем случае их роль играет крыло. Что касается вертикального оперения, то оно должно всегда располагаться у кормы, так как в противном случае не будет обеспечена путевая статическая устойчивость. [c.122]

Таким образом, рассматриваемая задача сводится к решению двух самостоятельных задач, одна из которых связана с отысканием поля скоростей для плоской комбинации корпус — горизонтальное оперение , установленной под углом а, другая — с определением поля скоростей комбинации корпус — вертикальное оперение , отклоненной на угол р. В соответствии с этим суммарные значения скоростей возмущения определяются формулами (2.1.43), а коэффициент давления — соотношением (2.1.45). Коэффициент перепада давления на корпусе находится из выражения (2.1.48), в котором составляющие и, V, ш с индексом а определяются по формулам, найденным для плоской комбинации при условии, что а = аосозф. [c.145]

Здесь поперечная сила Z n = хгвн — т характеризует эффективность оперения, обусловленную интерференцией с корпусом. Первый член в правой части (2.3.22) определяет влияние на поперечную силу добавления горизонтального оперения к корпусу, а второй и третий — соответственно верхней, а затем нижней вертикальных консолей. Заметим, что в более общем случае эти консоли могут быть неодинаковыми. Эти три члена можно записать в нормализованном виде, отнеся их к значениям поперечной силы соответствующего изолированного элемента [c.169]

Несимметричное вертикальное оперение. Отдельные виды летательных аппаратов могут иметь вертикальное оперение несимметричной формы (рис. 2.3.10). В этом случае оно создает дополнительный момент крена так, что в отличие от симметричной плюсобразной комбинации его суммарная величина оказывается не равной нулю. Дополнительный момент крена, обратный по знаку моменту от горизонтального оперения, [c.175]

Вращательное движение летательного аппарата вокруг продольной оси может вызвать дополнительный момент рыскания (спиральный момент). Это объясняется возникновением подсасывающих продольных сил на передних кромках горизонтального оперения. Причем,если вращение происходит в сторону правой консоли оперения, такая сила на этой консоли будет вследствие возрастания местного угла атаки больше, чем на левой. В результате возникает положительный момент рыскания АМу, пропорциональный при относительно медленном вращении угловой скорости Такой момент воз-никаеттолько при дозвуковых скоростях (или при числах Моо> 1 для консолей оперения с дозвуковыми передними кромками). Для консолей со сверхзвуковыми кромками спиральный момент равен нулю, так как подсасываю-ш,ая сила не возникает. [c.185]

Кроме интерференции, связанной с образованием вихрей, при больших сверхзвуковых скоростях имеет место дополнительный интерференционный эффект, вызванный взаимодействием с возникаюгцими скачками уплотнения (рис. 2.5.8). Как видно из рисунка, при некотором угле атаки щ горизонтальное оперение расположено в зоне между хвостовым скачком и веером расширения. Вследствие этого оно оказывается для потока, прошедшего через веер расширения, под нулевым углом атаки и не будет создавать подъемной силы. Практически эффективность оперения близка к нулю (т1оп = 0)-При большем угле атаки (а2> аО угол скачка возрастает и его плоскость может оказаться перед оперением. Так как линия тока за скачком почти совпадает с направлением набегающего потока, то оперение в значительной ме- [c.201]

Для крыльев различных типов реактивных самолетов Скорн = 3,5 -f- 16. Коэффициент статического момента горизонтального оперения [c.14]

Давление иа ручку (штурвал). При отклонении рулей, элеронов, цельноповоротного горизонтального оперения (управляемого стабилизатора) усилия на ручке, штурвале и педалях должны возрастать плавно. Например, максимальные величины давления на ручку при управлении рулем высоты при пикировании — для истребителей 4—9 кГ, для бомбардировщиков 6—14 кГ, при по- [c.280]

Должна быть предусмотрена независимость действия рулей высоты или цельноповоротного горизонтального оперения и элеронов отклонение ручки или колонки управления в продольном управлении не должно вызывать отклонение элеронов и наоборот. [c.281]

Большое влияние на положение фокуса самолета оказывает эффективность горизонтального оперения, характеризуемая величиной и плечом силы ДУг.о. Чем больше площадь оперения по сравнению с площадью крыла и чем больше расстояние между фокусами крыла и оперения, тем более заднее положение отно, снтельно фокуса крыла занимает фокус самолета. [c.308]

Влияние реактивной струи на продольное равновесие сводится к тому, что струя, имея повышенную скорость по сравнению с основным воздушным потоком, подсасывает окружающий воздух, искажая тем самым спектр обтекания са.молета, особенно оперения. Если, в частности, струя проходит ниже оперения, она вызывает скос потока, обтекающего горизонтальное оперение, и создается кабрирующий момент. Чем больше скорость полета, тем меньше [c.315]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...