Контрольная работа: 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.

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) Мш = Th = Уэла (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 Yэл, 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 Mш. 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 Yэл и Yск 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 Yт, подобно тому, как и сила Yск, создает момент Mт=Yтb относительно оси вращения руля, уменьшающий шарнирный момент Mш = 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 Мтэла (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 Rтi. Ha кручение элерон работает как балка, защемленная в плоскости тяг приводов управления. Скачки в эпюре Мк, равные Rixi, 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 Rтi 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.

Оборудование летательных аппаратов
Практическая работа N12-6 СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ СВС-72-3 (Продолжительность практической работы - 4 часа) I. ЦЕЛЬ РАБОТЫ Целью работы ячвляется ...
Максимальные углы отклонения рулей самолета от АП-155.
В этом случае ручка управления самолетом связана с рулем тягами -
Раздел: Рефераты по авиации и космонавтике
Тип: реферат
О компании Airbus. Каталог самолетов
О компании Airbus. Образование Airbus в форме консорциума в декабре 1970 г. стало первым шагом в направлении интеграции европейского гражданского ...
Приступив в конце 1980 г. к созданию самолета А300-600, консорциум в его конструкции использовал переднюю и центральную секции фюзеляжа и крыло самолетов А300В2/В4, а хвостовую ...
Его сертификация завершилась в июне 1994 г. Но из-за проблем с реверсом тяги в эксплуатацию самолет поступил только в декабре 1994 г. Самолет с ТРДД Роллс-Ройс "Трент" 700 ...
Раздел: Рефераты по авиации и космонавтике
Тип: реферат
Самолет Хаукер Харрикейн
... А. В., группа 255 САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ им. АКАДЕМИКА С. П. КОРОЛЕВА Кафедра КиПЛА САМАРА. 1999. 1. История самолета
Надо сказать, что Кэмм, ободренный успехом "Харрикейна", предполагал создать на его базе целое унифицированное семейство самолетов разного назначения, использовавших многие узлы и ...
Под крылом между элеронами располагались металлические щитки, выпускавшиеся гидроприводом.
Раздел: Рефераты по истории техники
Тип: дипломная работа
Физика и авиация
Содержание: 1. Родоначальники авиации 1.1 Развитие авиации 1.2 Развитие авиации в Советское время 1.3 Михаил Васильевич Ломоносов 1.4 Михаил ...
Крылья двухлонжеронной конструкции были прямоугольной формы и имели глубину 2,5 м, причём расстояние между крыльями также равнялось 2,5 м.
Управление самолетом производилось посредством руля поворота, установленного, как обычно, за килем, и размещенных в плоскости крыла рулей высоты, которые одновременно являлись и ...
Раздел: Рефераты по авиации и космонавтике
Тип: реферат
Мировое авиастроение
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ ХЕРСОНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ КАФЕДРА ПОЛИТОЛОГИИ, ЭКОНОМИЧЕСКОЙ ТЕОРИИ И ПРАВА Курсовая ...
Общими новшествами для всех трех модификаций самолета Боинг JSF стало на 5% увеличенное вертикальное оперение, на 5% уменьшенное горизонтальное оперение и прямая законцовка крыла ...
Масса пустого самолета должна находиться в пределах 10-11 т (в зависимости от модификации), а максимальная взлетная масса должна достигать 26-28 т. Таким образом, вопреки ...
Раздел: Рефераты по географии
Тип: курсовая работа