Аэродинамическая компенсация рулей (элеронов) (стр. 1 из 2)

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 М_унежелаемого 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.

Рис. 2. Аэродинамическая компенсация

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) М_ш = Th= У_эла (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)).