Аэродинамическая компенсация рулей (элеронов)

Государственная летная академия Украины

Контрольная работа

по дисциплине основы конструкции авиационной техники

на тему:

«Аэродинамическая компенсация рулей (элеронов)»

Выполнил курсант 662 к/о

Качанова Юлия

Проверил преподаватель:

Соболь О.Ю

Кировоград 2008

Содержание:

1. Назначение элеронов;

2. Требования;

3. Конструкция элеронов;

4. Аэродинамическая компенсация ;

5. Триммер;

6. Особенности эксплуатации;

Литература.

1.Элероны
- подвижные части крыла, расположенные у задней кромки крыла на его концах и отклоняемые одновременно в противоположные стороны. Отклонение одного элерона вверх, а другого вниз приводит к созданию поперечного момента, вызывающего крен самолета.

2. Требования к элеронам
, кроме общих для всех агрегатов самолета требований, включают:

- обеспечение эффективного управления на всех режимах полета ;

- минимальное сопротивление в неотклоненом положении ;

- минимальный момент рыскания при крене, при этом разворот самолета должен происходить всторону крена ;

- малые шарнирные моменты ;

- полная весовая балансировка при наименьшей массе балансировочных грузов ;

- исключение возможности заклинивания при деформациях крыла в полете;

- простото монтажа и демонтажа элерона на крыле при обеспечении взаимозаменяемости.

Удовлетворение основного требования (эффективность на всех режимах полета) достигается: исключением заклинивания элеронов при изгибе крыла в полете; весовой балансировкой элеронов; уменьшением шарнирных моментов; уменьшением дополнительных сопротивлений в отклоненном и убранном положениях; уменьшением момента рыскания при отклонении элеронов и др.

Эффективность элеронов зависит от относительных размеров хорды элеронов , относительного размаха элеронов и углов отклонения элерона . Значения этих параметров находятся в пределах ; ; отклонения элеронов вверх 25°, вниз 15...25°. При отклонении элерона вниз увеличивается угол атаки крыла, что при полете на больших углах атаки может привести к срыву потока с данной половины крыла и к обратной управляемости. Поэтому углы отклонения элерона вниз ограничивают (делают отклонение элеронов вверх больше, чем вниз, т. е. дифференциальным). Большего отклонения элеронов вверх требуют и большая, как правило, кривизна верхней поверхности крыла и возникающая разность в сопротивлении крыльев при одинаковом отклонении элеронов вверх и вниз, приводящая к появлению разворачивающего момента Му
нежелаемого знака (к скольжению самолета вместо разворота). С увеличением площади крыла, занятой механизацией, а также с появлением интерцепторов размеры элеронов стали уменьшаться. Так, относительная площадь элеронов умень­шается с 8...9 до 3...4 %, а значение — с 0,4 до 0,2.

Стремление улучшить ВПХ на легких маневренных самолетах приводит к появлению «зависающих элеронов» с профилированной щелью перед эле­роном — флайперонов,
работающих как в элеронном режиме, так и в режиме закрылков. Для уменьшения вероятности возникновения обратной управляе­мости по крену — реверса элеронов — стали применять внешние и внутренние элероны (см. рис. 1) и интерцепторы. Причем внешние элероны применяют только на взлетно-посадочных режимах — на небольших скоростях полета, а внутренние, расположенные в более жесткой части крыла, используются в течение всего полета. Интерцепторы из-за эффекта запаздыва­ния в изменении подъемной силы при их отклонении (срыв потока наступает не сразу) используются совместно с элеронами, чтобы повысить эффективность поперечного управления. Однако стремление механизировать (особенно на ма­невренных скоростных самолетах) всю заднюю кромку крыла приводит к тому, что вместо элеронов совместно с интерцепторами используются дифференциально отклоняемые половины стабилизатора.

На самолетах без ГО органы управления на крыле, используемые для обеспечения поперечной и продольной управляемости, работают как в элерон­ном режиме, так и в режиме рулей высоты, и называются элеронами.
В этом случае их площадь и углы отклонения больше, чем у самолетов обыч­ной схемы, так как меньше плечо от ЦМ самолета до элевонов.

3. Конструкция элеронов
(рис. 1). Элероны, как и другие органы управления самолетом (рули высоты и рули направления), по внешним формам и конструкции (по силовым элементам, образующим силовую схему, их назначению, конструкции и работе при передаче нагрузок) аналогичны крылу. Как и конструкция крыла, конструкция элерона состоит из каркаса и обшивки. Каркас состоит из лонжерона, стрингеров, нервюр, диафрагм, усиливающих вырезы в носке элерона (рис. 1, а)
под узлы крепления и приводы управления, устанавливаемые на лонжероне. Для уменьшения деформаций элерона увеличивают число его опор (как минимум до трех). Однако при изгибе крыла и элерона из-за разных их жесткостей на изгиб и нагрузок возникают силы, направленные вдоль узлов навески элерона. Чтобы не было заклинива­ния элеронов, среди узлов навески должны быть один - два узла, допускающих перемещение элерона вдоль размаха относительно узлов на крыле. Это узлы с двумя степенями свободы: либо кардан 17
(рис.1, г), либо торцевые узлы типа консольный болт 11 (рис. 1, б), ось которых совпадает с осью вращения элерона 4(см. рис. 1, а)
и вдоль оси которых элерон может свободно перемещаться. В то же время хотя бы одна из опор элерона должна быть неподвижной вдоль оси вращения элерона и фиксировать его положение относительно крыла (рис. 1,
в). В самих узлах навески элерона должны устанавливаться подшипники, обеспечивающие свободное отклонение элеронов.

Рис. 1. Конструкция элеронов и узлов их навески

На рис. 1 показана конструкция элеронов 9,
состоящих из двух однотипных секций, соединенных серьгами. Они навешиваются на кронштейны 1, 3,
установленные на стыках хвостовых частей усиленных нервюр 5 крыла, заднего лонжерона крыла 6
и балки 2
хвостовой части крыла. Здесь восемь опор 1
, 3
на крыле и столько же узлов навески (3'
и 1
') на элеронах. В качестве торцевых опор для обеих секций элеронов применены опоры 1
и 1
' типа консольный болт (см. рис. 1, б). Одна из опор такого типа (средняя) является общей для обеих секций. На рис. 1, б
справа — элерон 9,
на торцевой нервюре которого установлен кронштейн с гнездом и сферическим подшипником узла 1'
под консольный болт 11
. Слева на этом же рисунке показан кронштейн 10
на усиленной нервюре 5
крыла, в гнезде которого (узел 1
) закреплен консольный болт 11
.

Три близко расположенных кронштейна 3
на крыле и три средних узла навес­ки 3'
на элероне имеют только одну степень свободы и фиксируют положе­ние элерона относительно крыла. Эти узлы на элероне (рис. 1, в) выполнены в виде кронштейнов 14
с двумя проушинами, закрепленных на лонжероне эле­рона 15.
Верхними проушинами 13
элерон с помощью промежуточных серег 12
навешивается на кронштейны 3
крыла, а к нижним проушинам крепятся приводы 16
управления элеронами. На двух усиленных нервюрах, повышаю­щих жесткость на кручение элерона, впереди его носка установлен сосредото­ченный балансировочный груз 7 (см. рис. 4.12, а),
обеспечивающий 100-про­центную весовую балансировку элерона (совпадение его ЦМ с осью вращения). Это необходимо для предотвращения изгибно-элеронного флаттера .Высокая жесткость на кручение небольшого по размаху элерона с большим числом (восемь) опор (см. рис. 1.) уменьшает его деформации, в том числе и закручивание. Последнее уменьшает опасность возникнове­ния флаттера.

Задача весовой балансировки элерона (как и других рулей на самолете)

часто решается расположением в его носке распределенного по размаху груза (металлического прутка 18,
рис. 1, д).
Это в весовом отношении хуже из-за меньшего (чем в рассмотренном выше случае) плеча от оси вращения до груза. Но при этом обеспечивается не только статическая балансировка, а и динамическая — отсутствует закручи­вание элерона от инерционных сил ба­лансира и дополнительное сопротивле­ние при его отклонении. Весовой балан­сировки элерона можно достичь частич­но за счет облегчения хвостовой части элерона применением сотового заполни­теля (рис. 1,е).
В этом случае кроме повышения жесткости элерона можно еще получить и экономию в массе элеро­на при его весовой балансировке.

4. Аэродинамическая компенса­ция
применяется для уменьшения шарнирных моментов в системе управления элеронами (рулями) Мш
=
Th
= Уэл
а
(рис. 2). На современных самолетах получили распространение осевая ком­пенсация (рис. 2 а), внутренняя компенсация с мягкой диафрагмой (рис. 2, 6) и сервокомпенсация (рис. 3, в).

П р и осевой компенсации уменьшают плечо а
силы Y
эл
,
относя ось вращения элерона назад к ЦД. Считается нормальным, если впереди оси вращения будет 25...30 % площади элерона (, рис. 2, а). Осевая компенсация элеронов, показанных на рис. 1, составляет 31 % (смещена назад по хорде ось вращения 4
элерона (см. рис. 1, а) и кронштейны 14
узлов навески элеронов (см. рис. 1, в)).

Внутренняя компенсация с мягкой диафрагмой разделяет полость между носком элерона и крылом на полости с повышенным Давлением— А
и пониженным — Б,
что создает дополнительный момент —(см. рис. 2, б), уменьшающий значение M
ш
.
Это позволяет при том же значении уменьшить усилие T
в системе управления и на командных рычагах управления.

Сервокомпенсация осуществляется за счет различных видов серво­компенсаторов. Сервокомпенсатор
— часть поверхности элерона (руля) у зад­ней кромки, кинематически связанная с крылом (стабилизатором, килем) тягой 13
(рис. 4.14, в) таким образом, что при отклонении элерона (руля) 5
она откло­няется в противоположную сторону, уменьшая шарнирный момент Мш
-
Сравните рис. 2, а
и 3, в.

Величина Мш
зависит как от угла отклонения элерона б, так и от скоростного напора q
.
При малых значениях б и особенно q
сервокомпенсация не нужна, так как значение Мш
и усилия на командных рычагах и без того малые. С увели­чением же значений Мш
сервокомпенсация становится нужной и тем в большей степени, чем больше значения q
и б. Включение упругого элемента (пружины), имеющего предварительную затяжку, в систему управления элерон — сервоком­пенсатор (рис. 4.14, г)
позволяет повысить «чувствительность» системы управления к q
и б. При малых усилиях на рычагах управления (малы значения q
и б) система элерон — сервокомпенсатор работает как единое целое (усилия на пружину 10
(см. рис. 3, г) меньше, чем усилия ее предварительной затяжки). С ростом значений q
и б возрастают усилия в системе управления (в том числе, и в тяге 11
). Когда усилия на пружину станут больше, чем усилия ее предварительной затяжки, двухплечный рычаг 12
провернется и через тягу 13
отклонит сервокомпенсатор 9
в сторону, противоположную отклонению элерона 5,
уменьшая значения Мш
.Такой ком­пенсатор называется пружинным сервокомпенсатором.
Применяется он обычно вместе с другими видами компенсации (например, с осевой компенсацией). Недостатком такой компенсации является уменьшение эффективности элерона, так как направление усилий Y
эл
и Y
ск
противоположно (см. рис. 4.14, в).
Кроме того, сервокомпенсатор может послужить причиной возникновения опас­ных вибраций (особенно при недостаточной затяжке пружин 10
и плохой регулировке длины тяги 13).
Конструкция сервокомпенсатора подобна конст­рукции триммера, назначение и конструкция которого будут рассмотрены ниже.

5. Триммер
1
(см. рис. 2, в и рис. 3, а)
— вспомогательная рулевая поверхность, расположенная в хвостовой части элерона (руля) 5
и предназна­ченная для уменьшения (снятия) усилий на рычагах управления самолетом при изменении режима полета. Сила на триммере Y
т
, подобно тому, как и сила Y
ск
, создает момент M
т
=
Y
т
b
относительно оси вращения руля, уменьшающий шарнирный момент M
ш
=
Th
.
Это приводит к уменьшению потребных усилий T
в системе управления и, в конечном счете, к уменьшению усилий на командных рычагах управления. Эти усилия могут быть снижены вплоть до нуля при Мт
=Уэл
а
(см. рис. 3, а).

Конструкция триммера показана на рис. 4.14, б.
Она типична для рулевой поверхности, в том числе и для сервокомпенсатора, и состоит из каркаса и обшивки. Каркас — из лонжеронов 3,
нервюр 2, диафрагм 4,
узлов навески 6,
кронштейна с проушиной 8
для тяги управления 7. Для легких маневренных самолетов конструкция триммера может быть выполнена из маг­ниевого литья в виде двух склепанных половин, разрезанных по хорде. Внутри для облегчения удален ненужный (по условиям обеспечения прочности) материал. Управление обычно электромеханическое из кабины пилота, сам электромеханизм управления (ЭМУ) можно располагать в носке руля, умень­шая тем самым затраты массы на весовую балансировку руля.

Рис. 3. Триммер. Конструкция триммера и узлов его навески и управления. Конструкция сервокомпенсаторов

6. Нагружается элерон (руль),
как и другие подвижные части крыла (оперения), аэродинамическими силами и реакциями опор. Расчетная нагрузка элерона (руля) пропорциональна его площади S, и скоростному напору q
.
По размаху элерона (руля) эта нагрузка распределяется пропорционально хордам, по хорде — по закону трапеции.

Для элерона,
а распределенная нагрузка . Здесь К
— коэффициент, задаваемый нормами прочности; / — коэффициент безопасности. На рис. 4.15, а
показаны реакции в опорах: — от воздушной нагрузки и — от сил в тягах привода управления. Определить эти реакции для многоопорной балки — элерона можно, используя метод сил или уравнение трех моментов

На рис. 4, а
показана схема сил, а на рис. 5, б — эпюры Q, M
и Мк
для секций элерона, конструкция которого рассматривалась выше (см. рис. 4.12). Из сказанного следует, что элерон как многопролетная балка от воздуш­ной нагрузки и реакций на опорах Rqi
работает на изгиб в плоскости, перпендикулярной плоскости хорд элерона, а в плоскости хорд — от реакций R
т
i
.
Ha кручение элерон работает как балка, защемленная в плоскости тяг приводов управления. Скачки в эпюре Мк
,
равные Ri
xi
,
вызваны несовпа­дением оси жесткости (ОЖ) с осью вращения. Такой характер нагружения и работы элерона типичен для многоопорных конструкций элеронов.

Имея эпюры Q
,
M
и Мк
,
можно подобрать сечения силовых элементов элерона. Расположение на близком расстоянии узлов навески 3
(см. рис. 4.12) с тягами приводов управления и сосредоточенного выносного груза поз­воляет рациональнее использовать материал в этой зоне, требующей большой жесткости на кручение. Силы Rqi
и R
т
i
будут нагружать уси­ленные нервюры крыла и раздаваться ими на стенки лонжеронов и обшивку.

Рис. 4. Нагрузки на элерон и эпюры
Q
,
M
и Мк

Литература :

1. Конструкция самолетов, Г.И.Житомирский – Москва «Машиностроение» 1991 г. – с.144.

2. Конструкция самолетов, О.А.Гребеньков – Москва «Машиностроение» 1984 г. – с.87.