Аеродинамічна компенсація рулів елеронів

Державна льотна академія України
Контрольна робота
з дисципліни основи конструкції авіаційної техніки
на тему:
«Аеродинамічна компенсація рулів (елеронів)»
Виконав курсант 662 к / о
Качанова Юлія
Перевірив викладач:
Соболь О.Ю
Кіровоград 2008
Зміст:
1. Призначення елеронів;
2. Вимоги;
3. Конструкція елеронів;
4. Аеродинамічна компенсація;
5. Триммер;
6. Особливості експлуатації;
Література.

1. Елерони - Рухомі частини крила, розташовані біля задньої кромки крила на його кінцях і відхиляє одночасно в протилежні сторони. Відхилення одного елерона вгору, а іншого вниз приводить до створення поперечного моменту, викликає крен літака.
2. Вимоги до елеронами, крім загальних для всіх агрегатів літака вимог, включають:
- Забезпечення ефективного управління на всіх режимах польоту;
- Мінімальний опір у невідхиленого положенні;
- Мінімальний момент рискання при крен, при цьому розворот літака повинен відбуватися всторону крену;
- Малі шарнірні моменти;
- Повна вагова балансування при найменшій масі балансувальних вантажів;
- Виключення можливості заклинювання при деформаціях крила в польоті;
- Простота монтажу і демонтажу елерона на крилі при забезпеченні взаємозамінності.
Задоволення основного вимоги (ефективність на всіх режимах польоту) досягається: виключенням заклинювання елеронів при вигині крила в польоті; ваговій балансуванням елеронів; зменшенням шарнірних моментів; зменшенням додаткових опорів у відхиленому і прибраному положеннях; зменшенням моменту рискання при відхиленні елеронів та ін
Ефективність елеронів залежить від відносних розмірів хорди елеронів , Відносного розмаху елеронів   і кутів відхилення елерона . Значення цих параметрів знаходяться в межах ; ; Відхилення елеронів вгору 25 °, вниз 15 ... 25 °. При відхиленні елерона вниз збільшується кут атаки крила, що при польоті на великих кутах атаки може призвести до зриву потоку з даної половини крила і до зворотного керованості. Тому кути відхилення елерона вниз обмежують (роблять відхилення елеронів вгору більше, ніж вниз, тобто диференціальним). Більшого відхилення елеронів вгору вимагають і велика, як правило, кривизна верхній поверхні крила і виникає різниця в опорі крил при однаковому відхиленні елеронів вгору і вниз, що призводить до появи розвертає моменту М _у небажаного знака (до ковзання літака замість розвороту). Зі збільшенням площі крила, зайнятої механізацією, а також з появою інтерцепторів розміри елеронів стали зменшуватися. Так, відносна площа елеронів зменшується з 8 ... 9 до 3 ... 4%, а значення - З 0,4 до 0,2.
Прагнення поліпшити ВПХ на легких маневрених літаках призводить до появи «зависаючих елеронів» з профільованою щілиною перед елеронів - флайперонов, що працюють як в елеронів режимі, так і в режимі закрилків. Для зменшення ймовірності виникнення зворотного керованості по крену - реверсу елеронів - стали застосовувати зовнішні і внутрішні елерони (див. рис. 1) і інтерцептори. Причому зовнішні елерони застосовують тільки на злітно-посадочних режимах - на невеликих швидкостях польоту, а внутрішні, розташовані у більш жорсткій частині крила, використовуються протягом усього польоту. Інтерцептори через ефект запізнювання у зміні підйомної сили при їх відхилення (зрив потоку настає не відразу) використовуються спільно з елеронами, щоб підвищити ефективність поперечного управління. Однак прагнення механізувати (особливо на маневрених швидкісних літаках) всю задню крайку крила призводить до того, що замість елеронів спільно з інтерцептори використовуються диференціально відхиляється половини стабілізатора.
На літаках без ГО органи управління на крилі, які використовуються для забезпечення поперечної і поздовжньої керованості, працюють як в елеронів режимі, так і в режимі керма висоти, і називаються елеронами. У цьому випадку їх площу і кути відхилення більше, ніж у літаків звичайної схеми, так як менше плече від ЦМ літака до елевонов.
3. Конструкція елеронів (рис. 1). Елерони, як і інші органи керування літаком (керма висоти і кермо напряму), по зовнішніх формах і конструкції (по силових елементів, що створює силову схему, їх призначенням, конструкції і роботі при передачі навантажень) аналогічні крилу. Як і конструкція крила, конструкція елерона складається з каркаса і обшивки. Каркас складається з лонжерона, стрингерів, нервюр, діафрагм, що підсилюють вирізи в шкарпетці елерона (рис. 1, а) під вузли кріплення і приводи керування, що встановлюються на лонжероні. Для зменшення деформацій елерона збільшують число його опор (як мінімум до трьох). Однак при вигині крила і елерона з-за різних їх жорсткостей на вигин і навантажень виникають сили, спрямовані вздовж вузлів навішування елерона. Щоб не було заклинювання елеронів, серед вузлів навішування повинні бути один - два вузли, що допускають переміщення елерона уздовж розмаху щодо вузлів на крилі. Це вузли з двома ступенями свободи: або кардан 17 (рис.1, г), або торцеві вузли типу консольний болт 11 (рис. 1, б), вісь яких збігається з віссю обертання елерона 4 (Див. рис. 1, а) і вздовж осі яких елерон може вільно переміщатися. У той же час хоча б одна з опор елерона повинна бути нерухомою вздовж осі обертання елерона і фіксувати його положення щодо крила (рис. 1, в). У самих вузлах навішування елерона повинні встановлюватися підшипники, що забезпечують вільне відхилення елеронів.

Рис. 1. Конструкція елеронів і вузлів їх навішування
На рис. 1 показана конструкція елеронів 9, що складаються з двох однотипних секцій, з'єднаних сережками. Вони навішуються на кронштейни 1, 3, встановлені на стиках хвостових частин посилених нервюр 5 крила, заднього лонжерона крила 6 і балки 2 хвостовій частині крила. Тут вісім опор 1, 3 на крилі і стільки ж вузлів навішення (3 'і 1') на елеронах. В якості торцевих опор для обох секцій елеронів застосовані опори 1 і 1 'типу консольний болт (див. рис. 1, б). Одна з опор такого типу (середня) є спільною для обох секцій. На рис. 1, б праворуч - елерон 9, на торцевій нервюр якого встановлений кронштейн з гніздом і сферичним підшипником вузла 1 'під консольний болт 11. Зліва на цьому ж малюнку показаний   кронштейн 10 на посиленою нервюр 5 крила, у гнізді якого (вузол 1) закріплений консольний болт 11.
Три близько розташованих кронштейна 3 на крилі і три середніх вузла навішування 3 'на елерони мають тільки одну ступінь свободи і фіксують положення елерона щодо крила. Ці вузли на елерони (рис. 1, в) виконані у вигляді кронштейнів 14 з двома вушками, закріплених на лонжероні елерона 15. Верхніми вушками 13 елерон за допомогою проміжних сережок 12 навішується на кронштейни 3 крила, а до нижніх проушинам кріпляться приводи 16 управління елеронами . На двох посилених нервюрах, що підвищують жорсткість на кручення елерони, попереду його шкарпетки встановлений зосереджений балансувальний вантаж 7 (див. рис. 4.12, а), що забезпечує 100-відсоткову вагову балансування елерона (збіг його ЦМ з віссю обертання). Це необхідно для запобігання згинально-елеронів флаттера. Висока жорсткість на кручення невеликого за розмахом елерона з великим числом (вісім) опор (див. рис. 1.) Зменшує його деформації, в тому числі і закручування. Остання зменшує небезпеку виникнення флаттера.

Рис. 2. Аеродинамічна компенсація
Завдання вагового балансування елерона (як і інших рулів на літаку)
часто вирішується розташуванням у його шкарпетці розподіленого за розмахом вантажу (металевого прутка 18, рис. 1, д). Це у ваговому відношенні гірше через менший (ніж у розглянутому вище випадку) плеча від осі обертання до вантажу. Але при цьому забезпечується не тільки статична балансування, а і динамічна - відсутня закручування елерона від інерційних сил балансира і додатковий опір при його відхилення. Вагового балансування елерона можна досягти частково за рахунок полегшення хвостовій частині елерона застосуванням стільникового заповнювача (рис. 1, е). У цьому випадку крім підвищення жорсткості елерона можна ще одержати й економію в масі елерона при його ваговій балансуванню.
4. Аеродинамічна компенсація застосовується для зменшення шарнірних моментів у системі управління елеронами (рулями) М _ш = Th = У _ел а (рис. 2). На сучасних літаках набули поширення осьова компенсація (рис. 2 а), внутрішня компенсація з м'якою діафрагмою (рис. 2, 6) і сервокомпенсація (рис. 3, в).
П р і осьової компенсації зменшують плече а сили Y _ел, відносячи вісь обертання елерона назад до ЦД. Вважається нормальним, якщо попереду осі обертання буде 25 ... 30% площі елерона ( , Рис. 2, а). Осьова компенсація елеронів, показаних на рис. 1, становить 31% (зміщена назад по хорді вісь обертання 4 елерона (див. рис. 1, а) і кронштейни 14 вузлів навішування елеронів (див. рис. 1, в)).
Внутрішня компенсація з м'якою діафрагмою поділяє порожнину між носком елерона і крилом на порожнини з підвищеним Тиском-А та зниженим - Б, що створює додатковий момент - (Див. рис. 2, б), що зменшує значення M _ш. Це дозволяє при тому ж значенні зменшити зусилля T в системі управління та на командних важелі управління.
Сервокомпенсація здійснюється за рахунок різних видів сервокомпенсатор. Сервокомпенсатор - частина поверхні елерона (керма) біля задньої кромки, кінематично пов'язана з крилом (стабілізатором, кілем) тягою 13 (рис. 4.14, в) таким чином, що при відхиленні елерона (керма) 5 вона відхиляється в протилежну сторону, зменшуючи шарнірний момент М _ш - Порівняйте рис. 2, а і 3, ст.
Величина М _ш залежить як від кута відхилення елерона б, так і від швидкісного напору q. При малих значеннях б і особливо q сервокомпенсація не потрібна, тому що значення М _ш і зусилля на командних важелях і без того малі. Зі збільшенням же значень М _ш сервокомпенсація стає потрібною і тим більшою мірою, чим більше значення q і б. Включення пружного елемента (пружини), що має попередню затягування, в систему управління елерон - сервокомпенсатор (рис. 4.14, г) дозволяє підвищити «чутливість» системи управління до q і б. При малих зусиллях на важелях управління (малі значення q і б) система елерон - сервокомпенсатор працює як єдине ціле (зусилля на пружину 10 (див. рис. 3, р ) Менше, ніж зусилля її попереднього затягування). З ростом значень q і б зростають зусилля у системі управління (в тому числі, і в тязі 11). Коли зусилля на пружину стануть більше, ніж зусилля її попереднього затягування, двухплечний важіль 12 провернеться і через тягу 13 відхилить сервокомпенсатор 9 у бік, протилежний відхиленню елерона 5, зменшуючи значення М _ш. Такий компенсатор називається пружинним сервокомпенсатор. Застосовується він зазвичай разом з іншими видами компенсації (наприклад, з осьовим компенсацією). Недоліком такої компенсації є зменшення ефективності елерони, так як напрямок зусиль Y _ел і Y _ск протилежно (див. рис. 4.14, в). Крім того, сервокомпенсатор може послужити причиною виникнення небезпечних вібрацій (особливо при недостатній затягуванні пружин 10 і поганий регулюванню довжини тяги 13). Конструкція сервокомпенсатора подібна до конструкції тріммера, призначення і конструкція якого будуть розглянуті нижче.
5. Триммер 1 (див. рис. 2, в і рис. 3, а) - допоміжна рульова поверхня, розташована у хвостовій частині елерона (керма) 5 і призначена для зменшення (зняття) зусиль на важелях керування літаком при зміні режиму польоту. Сила на тріммер Y _т, подібно до того, як і сила Y _ськ, створює момент M _т = Y _т b щодо осі обертання керма, що зменшує шарнірний момент M _ш = Th. Це призводить до зменшення потрібних зусиль T в системі управління і, в кінцевому рахунку, до зменшення зусиль на командних важелі управління. Ці зусилля можуть бути знижені аж до нуля при М _т = У _ел а (див. рис. 3, а).
Конструкція тріммера показана на рис. 4.14, б. Вона типова для рульової поверхні, в тому числі і для сервокомпенсатора, і складається з каркаса і обшивки. Каркас - з лонжеронів 3, нервюр 2, діафрагм 4, вузлів навішування 6, кронштейна з вушком 8 для тяги управління 7. Для легких маневрених літаків конструкція тріммера може бути виконана з магнієвого лиття у вигляді двох склепаних половин, розрізаних по хорді. Усередині для полегшення вилучений непотрібний (за умовами забезпечення міцності) матеріал. Управління зазвичай електромеханічне з кабіни пілота, сам електромеханізмом управління (ему) можна розташовувати в шкарпетці керма, зменшуючи тим самим витрати маси на вагову балансування керма.

Рис. 3. Триммер. Конструкція тріммера і вузлів його навішування і управління. Конструкція сервокомпенсатор
6. Навантажується елерон (кермо), як і інші рухомі частини крила (оперення), аеродинамічними силами і реакціями опор. Розрахункове навантаження елерона (керма) пропорційна його площі S, і швидкісного напору q. За розмахом елерона (керма) це навантаження розподіляється пропорційно хорд, по хорді - за законом трапеції.
Для елерона , А розподілене навантаження . Тут К - коефіцієнт, що задається нормами міцності; / - коефіцієнт безпеки. На рис. 4.15, а показані реакції в опорах: - Від повітряної навантаження і   - Від сил в тягах приводу керування. Визначити ці реакції для многоопорной балки - елерона можна, використовуючи метод сил чи рівняння трьох моментів
На рис. 4, а показана схема сил, а на рис. 5, б - епюри Q, M і М _к для секцій елерони, конструкція якого розглядалася вище (див. рис. 4.12). Зі сказаного випливає, що елерон як багатопрогонових балка від повітряної навантаження і реакцій на опорах R _qi працює на вигин у площині, перпендикулярній площині хорд елерони, а в площині хорд - від реакцій R _{т i.} Ha кручення елерон працює як балка, защемлення в площині тяг приводів управління. Перегони в епюрі М _до, рівні R _i x _i, викликані розбіжністю осі жорсткості (ОР) з віссю обертання. Такий характер навантаження і роботи елерона типовий для багатоопорних конструкцій елеронів.
Маючи епюри Q, M і М _к, можна підібрати перерізу силових елементів елерона. Розташування на близькій відстані вузлів навішування 3 (див. рис. 4.12) з тягою приводів управління та зосередженого виносного вантажу дозволяє раціональніше використовувати матеріал в цій зоні, що вимагає великої жорсткості на кручення. Сили R _qi і R _{т i} будуть навантажувати посилені нервюри крила і лунати ними на стінки лонжеронів і обшивку.

Рис. 4. Навантаження на елерон і епюри Q, M і М _до

Література:
1. Конструкція літаків, Г. І. Житомирський - Москва «Машинобудування» 1991 р . - С.144.
2. Конструкція літаків, О. А. Гребеньков - Москва «Машинобудування» 1984 р . - С.87.