В)

Рис 5.55 Схемы узлов поворота крыла изменяемой геометрии

-- I

Рис. 5.56 Схема шарнирного вильчатого соединения с двумя проушинами, плоскости

которых пересекаются

. Узел поворота может быть выполнен по схеме с ползунами (рис. 5.55, а) и по схеме шарнирного вильчатого соединения с одной проушиной (рис. 5.55, б) или с двумя проушинами (рис. 5.55, в).

Каждая из этих схем имеет свои достоинства и свои недостатки. -Схема с ползунами, перемещающимися в направляющих, позволяет разместить узел поворота в тонком крьше, упрощает передачу сил с крьша на фюзеляж, обеспечивая несколько путей передачи нагрузок. К недостаткам следует отнести меньшую, чем других схемах, жесткость, значительный объем, занимаемый в фюзеляже узлом поворота, необходимость усиления конструкции фюзеляжа в местах крепления направляющих.

Достоинствами схем с шарнирным вильчатым соединением являются относительная простота конструкции, небольшой объем и несколько меньшая масса. Несмотря на необходимость некоторого утолщения крьша в месте установки шарнира и относительно большие нагрузки в его подшипниках, эти схемы нашли наибольшее распространение. Схему с одной про-

ушиной целесообразно применять на крьшьях с малой строительной высотой, а схему с двумя проушинами - на более толстых крьшьях.

В схемах с двумя проушинами целесообразно верхнюю и нижнюю проушины разместить так, чтобы их плоскости пересекались по линии, на которой лежит осредненный центр давления поворотной части крьша (рис. 5.56). В этом случае момент воспринимается как бы ферменной конструкцией, благодаря, чему уменьшаются поперечные нагрузки на проушины. При изменении угла стреловидности происходит и изменение наклона плоскости поворотной части крьша. Для компенсации этого наклона в узле должны быть установлены сферические подшипники.

ГЛАВА б. ЭЛБГОНЫ

§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ЭЛЕЮНОВ И ТРЕБОВАНИЯ К НИМ

Элероны служат для обеспечения поперечной управляемости самолета. Они представляют собой рулевые поверхности, расположенные на концах крьша у задней кромки и отклоняемые вверх или вниз. Отклонение одного элерона вверх, а другого вниз приводит к созданию поперечного момента, вызывающего ?срен самолета.

К элеронам предъявляются следующие основные требования:

1) эффективность на всех режимах полета самолета;

2) минимальное сопротивление в неотклоненном положении;

3) минимальный момент рыскания при крене, при этом разворот самолета должен происходить в сторону крена;

4) малые шарнирные моменты;

5) полная весовая балансировка при наименьшей массе балансировочных грузов;

6) исключение возможности заклинивания при деформациях крыла в полете;

7) простота монтажа и демонтажа элерона на крьше при обеспечении взаимозаменяемости.

§ 2. ПАРАМЕТРЫ ЭЛЕРОНА, ЕГО НАВЕСКА НА КРЫЛЕ

Для обеспечения потребной эффективности элероны (рис. 6.1) с учетом плеча от продольной оси самолета, должны иметь определенную площадь. Эффективность элеронов принято оценивать коэффициентом статического момента

где Sg - площадь двух элеронов; S - -площадь крьша; - расстояние ог центра тяжести площади элерона до продольной осисамолега; I - размах крьша

Для современных самолетов обычно Ад = 0,035.. .0,07, при этом SJS = = 0,045. . .0,1. Хорда элерона составляет 20. . .30 % хорды крьша: bg = = (0,2. . .0,3)b. Дальнейшее увеличение хорды элерона не приводит к повышению его эффективности. Для получения требуемой площади элерона при такой хорде размах его должен составлять 30. . .40 % полуразмаха крьша;

Рис. 6.1. Параметры элерона

Рис. 6.2. Изменение кривых Су = f (а) при отклонении элероно!

1 = (0,3. . .0,4)1/2. До конца крыла элерон обычно не доводят, чтобы предотвратить ранний срыв потока при его отклонении в концевых сечениях крыла, приводящий к увеличению лобового сопротивления и уменьщению эффективности поперечного управления. Максимальный угол отклонения элеронов обычно находится в пределах Sg = 12. . .25 . Максимальный . угол отклонения элеронов скоростного самолета, как правило, меньше, чем у нескоростного.

В сечениях крьша, где расположен элерон, при отклонении последнего иэменяются кривизна профиля и угол атаки. Это приводи! к появлению дополнительных аэродинамических сил. На рис. 6.2 показано изменение кривых коэффициента подъемной силы в зависимости от угла атаки крьша лри отклоненных элеронах. На полукрьше с отклоненным вниз элероном коэффициент подъемной силы увеличивается, а на полукрыле, где элерон отклонен вверх, уменьшается. Эта разность в подъемных силах вызьтает крен самолета в сторону полукрьша с отклоненным вверх элероном. От-. клонение элеронов приводит и к изменению лобового сопротивления обеих половин крьша. При отклонении элеронов на- одинаковые углы вверх и вниз лобовое сопротивление поднятого полукрьша (злерон на ней отклонен вниз) может оказаться больше сопротивления опущенного полукрьша (злерон на нем отклонен вверх). Это создаст момент рыскания в сторону поднятого полукрьша, что противоречит условиям нормального пилотирования, требующим разворота самолета в сторону крена.

Для обеспечения разворота в сторону крена при нейтральном положении руля направления необходимо, чтобы коэффициент лобового сопротивления опущенного полукрьша, на котором элерон отклонен вверх, бьш

Рис. 6.3. Расположение оси вращения щелевого элерона

fuc.6A. Потеря поперечной управляемости при полетена больших углах атаки

больше коэффициента лобового сопротивления поднятого полукрьша, на котором элерон отклонен вниз.

Достичь этого можно тремя способами:

1) смещением оси вращения элерона к его нижней поверхности (рис. 6.3). Здесь при отклонении элерона вниз носок его не выходит за габаритные размеры крьша, чем обеспечивается плавность обтекания. При отклонении же элерона вверх носок его выходит в поток, плавность обтекания нарушается, что приводит в значительному увеличению сопротивления;

2) применением дифференциальных элеронов, у которых углы отклонения вверх больше, чем углы отклонения вниз. Отклонение элерона вверх на больший угол приводит в большему увеличению кривизны профиля а сечениях, занятых элероном, а следовательно, и к большему значению коэффициента лобового сопротивления, чем при отклонении элерона внизг на меньший угол.

3) комбинацией первых двух способов.

При полете на больших, близких к критическому, углах атаки (рис, 6.4, угол а,), на полукрьше на котором элерон отклонится вниз, может наступить срьш потока, что вызовет падение коэффициента подъемной силы. При этом коэффициент подъемной силы на полукрьше с отклоненным вниз элероком Су , может оказаться меньше коэффициента подъемной силы полукрьша с отклоненным вверх элероном Cyj, что вызовет крен самолета в сторону, противоположную требуемой. Такое-нарушение поперечной управляемости при полете на больших углах атаки особенно, опасно при посадке и взлете.

Для повышения эффективности элеронов при полете на больших углах атаки применяются дифференциальные элероны и щелевые элероны.

На рис. 6.5 показано изменение кривых Су по а для* крьша с дифференциальными элеронами. Здесь при том же угле атаки ai, что и на рис. 6.4, падение с на полукрьше с отклоненным вниз элероном будет меньше, чем на полукрьше с отклоненным вверх элероном, благодаря чему сохраняется эффективность поперечного управления и крен самолета будет соответствовать отклонению командного рычага.

Применеше щелевых элеронов(см.рис. 6.3) позволит увеличить критический угол атаки полукрьша с.отклоненным вниз элероном. При отклонении такого элерона вниз между ним и крьшом образуется профилированная щель. Протекающий через нее воздух сдувает пограничный слой, затягивая Срыв потока на большие углы атаки. Недостатком этих элеронов является дополнительное сопротивление, вызванное наличием щели. По этой причине щелевые элероны на скоростных самолетах применяются редко.

Рис. 6.5. Кривые Су = f(a) для крьша е дифференциальными элеронами

Рис. 6.6. Схема разрезного элерона

Линия

центров

давления

Рис. 6.7. Навеска элерона на ориентирующихся по размаху кронштейнах

Рис. 6.8. Размещение рычага управления элерона

Элерон навешивается на крьше на двух, трех и более узлах. Осуществить навеску элерона на двух узлах проще технологичеяи, в этол* случае легче обеспечиваются требования взаимозаменяемости и уменьшается возможность заклинивания элерона при деформащ1и крьша в полете. При увеличении, числа опор уменьшаются величины йеререзьшаюпдах сил и изгибающих моментов, что ведет к снижешно массы элерона, уменьшаются его лрогибы, что выгодно в азродиналшческом отнЬшении, повышается живучесть. Но одновременно увеличивается возможность заклинивания элерона при деформации крьша, усложняется технологический процесс навески элерона и обеспечение требований взаимозаменяемости. Чтобы исключить возможность зжлинивания элерона из-за непрямолинейности оси вращения при деформации крьша, его можно сделать разрёзньпй с навеской каждой части на двух опорах (рис. 6.6). С целью более простого обеспечения требований взаимозаменяемости элерон иногда навешивается на ориентирующихся по размаху кронштейнах. При этом один из кронштейнов крепится жестко, чтобы элерон не мог перемещаться вдоль оси вращения (рис. 6.7). Выбор числа опор в большой схепени зависит от размеров элерона.

Рычаг управления элероном с целью уменьшения максимального крутящего момейта, а следовательно, и массы элерона, желательно размещать в сечении, -в котором крутящей момент справа и слева будет одинаковым (рис. 6.8). Однако по ряду соображений общей компоновки крьша это не всегда может быть осуществлено. Часто рычаг управления элероном находится в его корневых сечениях. В этом случае упрощается проводка управления, масса ее получается меньшей, рычаг управления элероном из-за большей строительной высоты в этих сечениях может либо совсем не выходить за обводы крьша, либо вькодить незначительно, что улучшает аэродинамику. Но в любом случае рычаг управления желательно размещать в сечении узла навески. Если этого не сделать, то от усилия в тяге управления элерон будет нагружаться изгибающим моментом, причем величина его будет тем больше, чем дальше от узла будет располагаться рычаг управления.

§ 3. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ ЭЛЕРОНОВ

- При отклонении элерона действующая на него аэродинамическая сила создает относительно оси вращения момент, который называется шарнирным: МшРэЗ (рис. 6.9). При больших размерах элерона или значительных

скоростях полета действующая на элерон сила может быть очень-большой, а следовательно, и большим будет шарнирный момент.

Для уменьшения величины шарнирного момента, а значит, и для облегчения усилия при отклонении элерона применяются различные типь1 аэродинамической компенсации. Основным тре ованйем к аэродинамической компенсации является обеспечение ее эффективности при возможно меньшем ухудшении аэродинамики крьша. Применяются следующие виды аэродинамической компенсации: роговая, осевая, внутренняя и сервоком-пенсация.

Роговая аэродинамическая компенсация. Она осуществляется частью поверхности элерона, расположенной впереди оси вращения и выполненной в виде рога . Роговой компенсатор располагается у края элерона либо вписьтаясь в контуры крыла (рис. 6.10, а), либо выступая за его концы <рис. 6.10, б) . Сила, действующая на рог при отклонении элерона, создает относительно оси вращения момент, уменьшающий величину шарнирного. момента. При отклонении элерона на большие углы возникающая у края элерона в месте расположения рогового компенсатора щель вызьшает перетекание потока и значительные завихрения, что приводит к увеличению лобового сопротивления и к потере эффективности части площади элерона в этой зоне. По этой причине роговые компенсаторы на скоростных самолетах не применяются.

Осевая аэродинамическая компенсация осуществляется шещением оси вращения элерона назад, что приводит к уменьшению величины шарнирного момента и5-за уменьшения плеча силы. Таким образом, осевой компенсатор представляет собой площадь элерона, расположенную впереди его оси вращения (рте. 6.11.). Размеры осевых компенсаторов колеблются в широких пределах и доходят до 25 % площади элеройа. Дальнейшее увеличение площади осевого компенсатора может повести к перекомпенсации. К недостаткам осевой компенсации следует отнести возникновение дополнительного сопротивления при выходе за габаритные размеры крыла носка; элерона при больших углах отклонения. Этот недостаток особенно сильно проявляется при больших относительных размерах осевой компенсации.

Из всех видов аэродинамической компенсации осевая компенсация получила наибольшее распространение.

Внутренняя аэродинамическая компенсация. Она представляет собой особого вида осевой компенсатор большой относительной велитены, находящийся в специальной камере внутри крьша, которая соединяется с окру-

Ось вращения

Рис. 6.9. Шарнирный момент элерона

Рис. 6.10. Схемы роговой компенсации

Роговой компенсатор ip

а) MP,a,-Pi.fb: