Coada unei aeronave în părți. Penajul avionului. Coada orizontală

Acum despre unitatea de coadă orizontală. De asemenea, are două funcții principale, prima putând fi descrisă drept echilibrare. Pentru a înțelege ce este, puteți efectua un experiment simplu. Este necesar să luați un obiect lung, de exemplu o riglă, și să-l așezați pe un deget întins, astfel încât să nu cadă și să nu se îndoaie nici înapoi, nici înainte, de exemplu. găsiți centrul său de greutate. Deci, acum rigla (fuselajul) are o aripă (degetul), nu pare dificil să o echilibrezi. Ei bine, acum trebuie să vă imaginați că tone de combustibil sunt pompate în linie, sute de pasageri se îmbarcă, cantitate uriașă marfă

Desigur, este pur și simplu imposibil să încărcați toate acestea perfect în raport cu centrul de greutate, dar există o cale de ieșire. Este necesar să recurgeți la utilizarea degetului mâinii a doua și să-l plasați deasupra părții condiționate din spate a riglei, apoi mutați degetul „din față” în spate. Rezultatul este o structură relativ stabilă. Puteți face și altfel: puneți degetul „din spate” sub riglă și mutați degetul „din față” înainte, spre arc. Ambele exemple arată principiul de funcționare al unei cozi orizontale.

Primul tip este mai comun, atunci când stabilizatoarele orizontale creează o forță opusă forței de ridicare a aripilor. Ei bine, a doua lor funcție este controlul de-a lungul axei de pas. Aici totul este absolut la fel ca la coada verticală. Există un profil de margine de fugă deflectabil, care este controlat din cockpit și crește sau scade forța pe care o creează stabilizatorul orizontal datorită profilului său aerodinamic. Aici ar trebui făcută o rezervare în ceea ce privește marginea de fugă deflexabilă, deoarece unele aeronave, în special avioanele de luptă, au avioane complet deflectabile, și nu doar părți din ele, acest lucru este valabil și coada verticală, cu toate acestea, principiul de funcționare și funcțiile nu se schimbă.

Tipuri de unități de coadă orizontale.

Și acum despre motivul pentru care designerii se îndepărtează de schema clasică. Acum există un număr mare de aeronave și scopul lor, împreună cu caracteristicile lor, este foarte diferit. Și, de fapt, aici este necesar să se analizeze separat o anumită clasă de aeronave și chiar o anumită aeronavă, dar pentru a înțelege principiile de bază, câteva exemple vor fi suficiente.

Primul - deja menționatul An-225, are o coadă verticală dublă pentru că poate transporta un lucru atât de voluminos precum naveta Buran, care în zbor ar întuneca aerodinamic singurul stabilizator vertical situat în centru, iar eficiența sa a fost ar fi extrem de scăzută. Coada în formă de T a lui Tu-154 are și avantajele sale. Deoarece este situat chiar și în spatele punctului din spate al fuzelajului, datorită măturii stabilizatorului vertical, brațul de forță de acolo este cel mai mare (aici puteți recurge din nou la o riglă și două degete de mâini diferite, cu atât degetul din spate este mai aproape este în față, cu atât este mai mare forța necesară asupra lui), prin urmare poate fi făcut mai mic și nu la fel de puternic ca în schema clasică. Cu toate acestea, acum toate sarcinile direcționate de-a lungul axei de pas sunt transferate nu către fuzelaj, ci către stabilizatorul vertical, motiv pentru care trebuie să fie serios consolidat și, prin urmare, mai greu.

În plus, trebuie să trageți suplimentar conductele sistemului de control hidraulic, ceea ce adaugă și mai multă greutate. Și, în general, acest design este mai complex și, prin urmare, mai puțin sigur. În ceea ce privește luptătorii, de ce folosesc avioane complet deflectabile și stabilizatori verticali gemeni, motivul principal este creșterea eficienței. La urma urmei, este clar că un luptător nu poate avea o manevrabilitate excesivă.

Forme penajul avionului (vedere frontală): a - cruciforme; b și c - în formă de T; d și d - cu două chile; e - cu trei chile; g și h - în formă de V.

4.2. Sarcini care acționează asupra cozii:

4.3. Diagrama puterii structurale a unității de coadă. Funcționarea elementelor de putere ale unității de coadă în zbor:

Diverse unități de coadă diferă unele de altele în scopul și metodele de fixare, ceea ce introduce propriile caracteristici în activitatea de putere și afectează alegerea schemelor lor structurale de putere. Să luăm în considerare separat caracteristicile structurii și funcționării cu putere a principalelor unități ale empenajului (stabilizator, aripioară, stabilizator controlat, cârmă și eleron).

Stabilizatoarele și aripioarele au o analogie completă cu aripa, atât în compoziția și designul elementelor principale - lămpi, pereți longitudinali, stringers, nervuri, cât și în tipul circuitelor de putere. Pentru stabilizatori, schemele de spate, cheson și monobloc sunt folosite cu destul de mult succes, iar pentru aripioare, ultima schemă este utilizată mai rar din cauza anumitor dificultăți de proiectare în transferul momentului de încovoiere de la chilă la fuzelaj. Îmbinarea conturului panourilor de putere a chilei cu fuzelajul în acest caz necesită instalare număr mare rame de putere sau instalare pe fuselaj în planul chilei panouri de putere a unor grinzi verticale puternice, susținute de un număr mai mic de rame de putere a fuzelajului. Pentru stabilizatori, transferul momentelor de încovoiere către fuzelaj poate fi evitat dacă barele sau panourile portante ale suprafețelor din stânga și din dreapta sunt conectate între ele de-a lungul drumului cel mai scurt din partea centrală. Pentru un stabilizator măturat, acest lucru necesită ruperea axei elementelor longitudinale de-a lungul părții laterale a fuzelajului și instalarea a două nervuri laterale întărite. Dacă elementele longitudinale ale unui astfel de stabilizator fără a rupe axele ajung în planul de simetrie al aeronavei, atunci pe lângă nervurile de putere de la bord care transmit cuplul, va fi necesară o altă nervură de putere în planul de simetrie al aeronavei.

Stabilizator controlat:

În vedere de plan are o formă de săgeată sau triunghiulară. Axa de rotație a stabilizatorului controlat poate fi perpendiculară pe planul de simetrie al aeronavei sau situată într-un unghi față de acesta.

Poziția axei de rotație este selectată astfel încât forțele din momentul balamalei asupra pre- și viteze supersonice zborurile ar fi minime. Stabilizatorul controlat este atașat la fuzelaj folosind un arbore și doi rulmenți.
Există două scheme posibile de montare a arborelui:

· arborele este fixat rigid de stabilizator, iar lagărele sunt montate pe fuselaj

· arborele (axa) este fixat fix pe fuselaj, iar rulmenții sunt montați pe stabilizator

În primul caz, fixarea arborelui de stabilizator trebuie să asigure transmiterea forței de forfecare, a momentului încovoietor și a momentului de torsiune către arbore dacă culbutorul de comandă este fixat de arbore.

În unele cazuri, balansierul de control este montat pe o nervură de rădăcină întărită, care colectează tot cuplul dintr-o buclă de stabilizator închisă. În acest caz, cuplul nu este transmis arborelui. Cu această schemă de montare, se utilizează de obicei o schemă de stabilizator spate, deoarece cu un design cheson, transferul momentului de încovoiere de la panourile portante la arbore cauzează dificultăți de proiectare

Dacă arborele este montat pe fuzelaj, rulmenții sunt montați pe nervuri stabilizatoare întărite legate de pereții săi longitudinali.
Întreaga forță de forfecare a consolei este transmisă la rulmentul exterior, iar momentul încovoietor este transmis de o pereche de forțe la ambii rulmenți. Astfel, însumarea celor două forțe indicate (R4) are loc pe rulmentul exterior.

În schema cu arborele fixat pe fuselaj, transferul momentului încovoietor este asigurat destul de simplu chiar și cu un design de stabilizator de cheson sau monobloc. În acest caz, panourile de putere din față și din spate se sprijină pe pereți longitudinali, care converg la rădăcină către rulmentul lateral interior. În consecință, lățimea panourilor de putere și forțele din ele de la îndoirea stabilizatorului se schimbă de la o valoare maximă deasupra rulmentului exterior la zero deasupra rulmentului interior. Ca urmare, momentul încovoietor al chesonului stabilizatorului este echilibrat de reacțiile lagărelor. Rockerul de control într-un astfel de stabilizator este de obicei instalat pe nervura întărită de rădăcină.

Un principiu similar al transmiterii momentului încovoietor poate fi utilizat cu un design stabilizator de cheson cu un arbore în mișcare. În acest caz, capătul exterior al arborelui trebuie să se sprijine pe o nervură de putere conectată la pereții chesonului.

4.4. Posibile defecțiuni ale elementelor structurale ale unității de coadă, impactul acestora asupra siguranței zborului:

Vezi întrebarea. 2.3.

4.5. Lovirea cozii: cauze și condiții de apariție, posibile consecințe și măsuri de control:

Penajul aeronavei Acest termen are alte semnificații, vezi Penaj (sensuri). Penajul (pene aeronave... Wikipedia

PGO- Fata coadă orizontală Observatorul gravimetric Poltava Observatorul geofizic polar Priamurskoe societate geografică asociatie geologica de productie... Dicționar de abrevieri rusești

Tip luptător bazat pe transport ... Wikipedia

Marca de aeronave creată la Biroul de Proiectare organizat de A. N. Tupolev, vezi Complexul științific și tehnic al aviației numit după A. N. Tupolev. Aeronavele proiectate în 1922 37 au primit numele „ANT” (Andrei Nikolaevich Tupolev), iar din 1942 au ... Enciclopedia tehnologiei

Su 27 ... Wikipedia

Acest termen are alte semnificații, vezi C 37 (sensuri). Su 47 "Berkut" ... Wikipedia

Su 47 Luptător de tip „Berkut” Dezvoltator Sukhoi Design Bureau Primul zbor 24 septembrie 1997 Unități produse 1 ... Wikipedia

Acest termen are alte semnificații, vezi Aripă. Acest articol nu are link-uri către surse de informații. Informațiile trebuie să fie verificabile, altfel pot fi puse sub semnul întrebării și șterse... Wikipedia

Proiectul MPLATRK 093 „Shan” ... Wikipedia

Planor LET L 13 ... Wikipedia

Cărți

Luptător rus „SU-30 SM” 1/72 (7314) , . Su-30 SM este un avion de luptă greu multirol cu două locuri dezvoltat de Sukhoi Design Bureau. Avionul a făcut primul zbor în 2012. Su-30 SM este proiectat atât pentru a câștiga dominație în...

Constă din coadă orizontală și verticală.

YouTube enciclopedic

1 / 5

✪ Lansarea de rachete din avioane! Foarte tare selecția!

✪ Avioanele VIITORULUI

✪ Tu-144 - atingerea legendei (planșa 77106, Monino)

✪ Aeronavă alimentată de un motor turboreactor puternic

✪ Avioane pe cer. Albatros este un începător. Primul zbor și test de accident | Hobby Ostrov.rf

Subtitrări

Informații generale

Cerințe de bază pentru penaj:

asigurarea eficienței ridicate cu rezistență minimă și greutate minimă a structurii;
posibilă o umbrire mai mică a empenajului de către alte părți ale aeronavei - aripa, fuselajul, nacelele motorului, precum și o parte a spatelui altuia;
absența vibrațiilor și oscilațiilor, cum ar fi fluttering și bufing;
mai târziu decât în aripă, dezvoltarea unei crize a valurilor.

Coada orizontală (HO)

Oferă stabilitate longitudinală, controlabilitate și echilibrare. Coada orizontală constă dintr-o suprafață fixă - un stabilizator și un lift articulat cu acesta. Pentru aeronavele montate pe coadă, înălțimea orizontală este instalată în partea din spate a aeronavei - pe fuselaj sau pe partea superioară a aripioarei (în formă de T).

Cârme și elerone

Datorită identității complete a designului și funcționării cu putere a cârmelor și eleroanelor, pe viitor, pentru concizie, vom vorbi doar despre cârme, deși tot ceea ce s-a spus va fi pe deplin aplicabil la eleroane. Principalul element de putere al volanului (și eleronului, desigur), care se îndoaie și absoarbe aproape toată forța de forfecare, este spatul, care se sprijină pe suporturile articulate ale unităților de suspensie.

Sarcina principală pe cârme este aerodinamică, care apare la echilibrarea, manevrarea unei aeronave sau la zborul în aer accidentat. Luând această sarcină, bara de direcție acționează ca o grindă continuă multi-suport. Particularitatea funcționării sale este că suporturile cârmei sunt fixate pe structuri elastice, a căror deformare sub sarcină afectează în mod semnificativ forța de lucru a cârmei.

Percepția cuplului de direcție este asigurată de un contur închis al pielii, care este închis de peretele spate în zonele decupate pentru suporturile de montare. Cuplul maxim acţionează în secţiunea claxonului de comandă în care se potriveşte tija de comandă. Amplasarea porcului (tijei de control) de-a lungul travei volanului poate influența semnificativ deformarea volanului în timpul torsiunei.

Compensarea aerodinamică a cârmelor

În zbor, când suprafețele de control sunt deviate, apar momente de balama, care sunt echilibrate de eforturile pilotului asupra pârghiilor de comandă. Aceste forțe depind de mărimea și unghiul de deviere al volanului, precum și de presiunea vitezei. La aeronavele moderne, forțele de control sunt prea mari, așa că este necesar să se prevadă mijloace speciale în proiectarea cârmelor pentru a reduce momentele balamalei și forțele de control care le echilibrează. În acest scop, se utilizează compensarea aerodinamică a roților de direcție, a cărei esență este aceea că o parte a forțelor aerodinamice ale volanului creează un moment relativ la axa de rotație, opus momentului principal al balamalei.

Cele mai comune tipuri de compensare aerodinamică sunt:

claxon - la capătul volanului, o parte a zonei sale sub forma unui „corn” este situată în fața axei balamalei, ceea ce asigură crearea unui moment de semn opus în raport cu balamaua principală;
axial - o parte a zonei volanului de-a lungul întregii sale deschideri este situată în fața axei balamalei (axa balamalei se mișcă înapoi), ceea ce reduce momentul balamalei;
intern - folosit de obicei pe eleronoane și constă din plăci atașate la nasul eleronului în față, care sunt conectate printr-un despărțitor flexibil de pereții camerei din interiorul aripii. Când eleronul se deviază, în camera de deasupra și dedesubtul plăcilor se creează o diferență de presiune, ceea ce reduce momentul balamalei.
compensare servo - o suprafață mică este articulată în partea de coadă a cârmei, care este conectată printr-o tijă la un punct fix pe aripă sau coadă. Această tijă asigură deviația automată a servocompensatorului în direcția opusă devierii direcției. Forțele aerodinamice asupra servocompensatorului reduc momentul articulației de direcție.

Unghiurile de deformare și eficiența de funcționare a unui astfel de compensator sunt proporționale cu unghiurile de deviere ale volanului, ceea ce nu este întotdeauna justificat, deoarece forțele de control depind nu numai de unghiurile de deformare ale volanului, ci și de presiunea vitezei. Mai avansat este servocompensatorul cu arc, în care, datorită includerii de arcuri cu pretensionare în cinematica de control, unghiurile de deformare sunt proporționale cu forțele de control al direcției, ceea ce se potrivește cel mai bine scopului servocompensatorului - de a reduce acestea. forte.

Mijloace de echilibrare aerodinamică a unei aeronave

Orice stare de echilibru a zborului aeronavei, de regulă, este efectuată cu cârmele deviate, ceea ce asigură echilibrarea - balansare- aeronava în raport cu centrul său de masă. Forțele rezultate asupra comenzilor din cockpit sunt de obicei numite echilibrare. Pentru a nu obosi degeaba pilotul și a-l salva de aceste eforturi inutile, pe fiecare suprafață de control este instalat un trimmer, permițând înlăturarea completă a forțelor de echilibrare.

Trimmer-ul este complet identic din punct de vedere structural cu servocompensatorul și este, de asemenea, suspendat cu balamale în partea din spate a volanului, dar, spre deosebire de servocompensator, are control suplimentar manual sau electromecanic. Pilotul, deflectând trimmerul în direcția opusă devierii cârmei, realizează echilibrarea cârmei la un unghi de deviere dat cu efort zero pe pârghia de comandă. În unele cazuri, se utilizează o suprafață combinată trimmer-servo compensator, care, atunci când unitatea este pornită, funcționează ca un trimmer, iar atunci când este oprită, îndeplinește funcțiile unui servocompensator.

Trebuie adăugat că trimmer-ul poate fi folosit doar în sistemele de control în care forțele asupra pârghiilor de comandă sunt direct legate de momentul balamalei al volanului - sisteme de control mecanic boosterless sau sisteme cu amplificatoare reversibile. În sistemele cu amplificatoare ireversibile - amplificatoare hidraulice - forțele naturale de pe marginile de control sunt foarte mici și pentru a simula „controlul mecanic” pentru pilot, acestea sunt create în plus de mecanisme de încărcare cu arc și nu depind de momentul balamalei al direcției. roată. În acest caz, trimmerele nu sunt instalate pe roțile de direcție, iar forțele de echilibrare sunt îndepărtate prin dispozitive speciale - mecanisme cu efect de tăiere instalate în cablajul de comandă.

Un alt mijloc de echilibrare a unei aeronave în modul de zbor constant poate fi un stabilizator reglabil. De obicei, un astfel de stabilizator este articulat pe unitățile de suspensie din spate, iar unitățile din față sunt conectate la o unitate de putere, care, mișcându-se arc stabilizatorul în sus sau în jos, își schimbă unghiurile de instalare în zbor. Prin selectarea unghiului de instalare dorit, pilotul poate echilibra aeronava cu moment zero al balamalei pe ascensor. Același stabilizator asigură, de asemenea, eficiența necesară pentru controlul longitudinal al aeronavei în timpul decolării și aterizării.

Mijloace pentru eliminarea fluturului cârmelor și eleronanelor

Motivul apariției eleronului încovoiat și flutterului de direcție îndoit este dezechilibrul lor de masă în raport cu axa balamalei. De obicei, centrul de masă al suprafețelor de direcție este situat în spatele axei de rotație. Ca urmare, în timpul vibrațiilor de încovoiere ale suprafețelor portante, forțele de inerție aplicate la centrul de masă al cârmelor, din cauza deformărilor și jocurilor din cablajul de comandă, deviază cârmele printr-un anumit unghi, ceea ce duce la apariția de forţe aerodinamice suplimentare care cresc deformaţiile de încovoiere ale suprafeţelor portante. Pe măsură ce viteza crește, forțele de balansare cresc și la o viteză numită viteza critică de flutter, structura se prăbușește.

Un mijloc radical de eliminare a acestui tip de flutter este instalarea unor greutăți de echilibrare în nasul cârmelor și eleronanelor pentru a-și deplasa centrul de masă înainte.

Echilibrarea 100% în greutate a volanelor, în care centrul de masă este situat pe axa de rotație a volanului, asigură eliminarea completă a cauzei apariției și dezvoltării flutterului.

Selecția și calculul

Organele de coadă în zbor sunt supuse unor forțe aerodinamice distribuite, a căror mărime și lege de distribuție sunt specificate de standardele de rezistență sau determinate prin suflare. Datorită micii lor, forțele inerțiale de masă ale cozii sunt de obicei neglijate. Luând în considerare munca elementelor de coadă atunci când percep sarcini externe, prin analogie cu aripa, ar trebui să se facă distincția între forța generală de lucru a unităților de coadă ca grinzi, în secțiunile cărora acționează forțele tăietoare, încovoiere și cupluri și forțele locale. lucru din sarcina de aer care cade pe fiecare secțiune a pielii cu elementele sale de întărire.

Diverse unități de coadă diferă unele de altele în scopul și metodele de fixare, ceea ce introduce propriile caracteristici în activitatea de putere și afectează alegerea schemelor lor structurale de putere. Eficiența cozii necesară este asigurată alegerea corectă formele și locația suprafețelor sale, precum și valorile numerice ale parametrilor acestor suprafețe. Pentru a evita umbrirea, organele de coadă nu ar trebui să cadă în urma aripii, nacelelor și altor componente ale aeronavei. Utilizarea sistemelor computerizate de zbor nu are o influență mai mică asupra eficienței cozii. De exemplu, înainte de apariția aeronavelor suficient de avansate

Este ușor să trimiți munca ta bună la baza de cunoștințe. Utilizați formularul de mai jos

Studenții, studenții absolvenți, tinerii oameni de știință care folosesc baza de cunoștințe în studiile și munca lor vă vor fi foarte recunoscători.

Postat pe http://www.allbest.ru/

ELENATURĂ A AVIONULUI

Penele (coada unui avion, rachete) sunt suprafețe aerodinamice care asigură stabilitate, controlabilitate și echilibrare aeronavei în zbor. Este format din cozi orizontale și verticale.

Cerințe de bază pentru penaj:

Asigurarea eficienței ridicate cu rezistență minimă și greutate minimă a structurii;

Este posibil să existe o umbrire mai mică a empenajului de către alte părți ale aeronavei - aripa, fuselajul, nacelele motorului, precum și o parte a empenajului de către alta;

Absența vibrațiilor și oscilațiilor, cum ar fi flutter și bufing;

Mai târziu decât pe aripa, dezvoltarea crizei valului.

Coada orizontală (HO)

În designul canard, empenaajul este situat în nasul aeronavei, în fața aripii. Este posibilă o schemă combinată, atunci când o aeronavă cu o unitate de coadă este echipată cu o întărire frontală suplimentară - o schemă cu o unitate de coadă orizontală față (coadă orizontală față), care vă permite să profitați de ambele scheme. Modelele „fără coadă” și „aripă zburătoare” nu au cozi orizontale.

Un stabilizator fix are de obicei un unghi fix de instalare în raport cu axa longitudinală a aeronavei. Uneori se prevede reglarea acestui unghi pe sol. Un astfel de stabilizator se numește reglabil.

La aeronavele grele, pentru a crește eficiența controlului longitudinal, unghiul de instalare a stabilizatorului cu ajutorul unei acționări suplimentare poate fi schimbat în zbor, de obicei în timpul decolării și aterizării, precum și pentru a echilibra aeronava într-un anumit mod de zbor. . Un astfel de stabilizator se numește mobil.

La viteze de zbor supersonice, eficacitatea ascensorului scade brusc. Prin urmare, în aeronavele supersonice, în locul schemei clasice GO cu un lift, se utilizează un stabilizator controlat (CPGO), al cărui unghi de instalare este ajustat de către pilot folosind pârghia de comandă longitudinală sau computerul de bord al aeronavei. În acest caz, nu există lift.

Coada verticală (VO)

Oferă aeronavei stabilitate direcțională, controlabilitate și echilibrare în raport cu axa verticală. Este alcătuit dintr-o suprafață fixă - chila și o cârmă articulată cu aceasta.

VO total în mișcare este folosit foarte rar. Eficiența apărării aeriene poate fi crescută prin instalarea unei furci - un aflux înainte în partea rădăcină a aripioarei și o creastă ventrală suplimentară. O altă modalitate este să folosiți mai multe chile (de obicei nu mai mult de două identice).

Forme de penaj

Coada în formă de T a unui avion (Tu-154)

Formele suprafețelor cozii sunt determinate de aceiași parametri ca și formele aripii: raport de aspect, conicitate, unghi de măturare, profil aerodin și grosimea relativă a acesteia. Ca și în cazul aripii, se disting cozile trapezoidale, ovale, măturate și triunghiulare.

Modelul penajului este determinat de numărul suprafețelor sale și de poziția relativă a acestora. Cele mai comune scheme sunt:

O schemă cu o locație centrală a cozii verticale în planul de simetrie al aeronavei - coada orizontală în acest caz poate fi amplasată atât pe fuselaj, cât și pe aripioară la orice distanță de axa aeronavei (o schemă cu GO situat la capătul aripioarei se numește de obicei coadă în formă de T).

Exemplu: Tu-154

Un design cu o coadă verticală distanțată - (numit adesea în formă de H) cele două suprafețe ale sale pot fi atașate de părțile laterale ale fuselajului sau la capetele cozii orizontale. Într-un design de fuselaj cu două fascicule, suprafețele VO sunt instalate la capetele grinzilor fuselajului. Pe aeronavele canard, fără coadă și cu aripi zburătoare, apărarea antiaeriană distanțată este instalată la capetele aripii sau în partea sa din mijloc.

Exemplu: Pe-2, Lockheed P-38 Lightning

Coada în formă de V, constând din două suprafețe înclinate care îndeplinesc atât funcțiile cozii orizontale, cât și cele verticale. Datorită complexității controlului și, în consecință, eficienței scăzute, un astfel de penaj nu este utilizat pe scară largă. (Cu toate acestea, utilizarea sistemelor computerizate de zbor a schimbat situația în bine. Controlul actual al cozii în formă de V la cei echipați cu aceasta cea mai recentă aeronavă preia computerul de bord - pilotul trebuie doar să seteze direcția de zbor (stânga-dreapta, sus-jos) cu un stick de control standard, iar computerul va face tot ce este necesar pentru aceasta).

Exemplu: F-117

Penajul oblic (tip fluture sau penajul Rudlitsky)

Exemplu: Me.262 HG III

Stabilizatoare și chile

Ele au o analogie completă cu aripa, atât în compoziția și designul elementelor principale - lămpi, pereți longitudinali, stringers, nervuri, cât și în tipul circuitelor de putere. Pentru stabilizatori, schemele de spate, cheson și monobloc sunt folosite cu destul de mult succes, iar pentru aripioare ultima schemă este utilizată mai rar, din cauza anumitor dificultăți de proiectare în transferul momentului de încovoiere de la chilă la fuzelaj. Joncțiunea de contur a panourilor de putere a chilei cu fuselajul în acest caz necesită instalarea unui număr mare de rame de putere sau instalarea pe fuselaj în planul panourilor de putere a chilei a unor grinzi verticale puternice, susținute de un număr mai mic de fuselaj rame de putere.

Pentru stabilizatori, transferul momentelor de încovoiere către fuzelaj poate fi evitat dacă barele sau panourile portante ale suprafețelor din stânga și din dreapta sunt conectate între ele de-a lungul drumului cel mai scurt din partea centrală. Pentru un stabilizator măturat, acest lucru necesită ruperea axei elementelor longitudinale de-a lungul părții laterale a fuzelajului și instalarea a două nervuri laterale întărite. Dacă elementele longitudinale ale unui astfel de stabilizator fără a rupe axele ajung în planul de simetrie al aeronavei, atunci pe lângă nervurile de putere de la bord care transmit cuplul, va fi necesară o altă nervură de putere în planul de simetrie al aeronavei.

Cârme și elerone

Compensarea aerodinamică a cârmelor

Cele mai comune tipuri de compensare aerodinamică sunt:

Horny - la capătul volanului, o parte a zonei sale sub forma unui „corn” este situată în fața axei balamalei, ceea ce asigură crearea unui moment de semn opus în raport cu balamaua principală;

Axial - o parte a zonei volanului de-a lungul întregii sale deschideri este situată în fața axei balamalei (axa balamalei se mișcă înapoi), ceea ce reduce momentul balamalei;

Intern - folosit de obicei pe eleronoane și constă din plăci atașate la nasul eleronului în față, care sunt conectate printr-un despărțitor flexibil de pereții camerei din interiorul aripii. Când eleronul se deviază, în camera de deasupra și dedesubtul plăcilor se creează o diferență de presiune, ceea ce reduce momentul balamalei.

Compensare servo - o suprafață mică este articulată în partea de coadă a cârmei, care este conectată printr-o tijă la un punct fix pe aripă sau coadă. Această tijă asigură deviația automată a servocompensatorului în direcția opusă devierii direcției. Forțele aerodinamice asupra servocompensatorului reduc momentul articulației de direcție.

Unghiurile de deformare și eficiența unui astfel de compensator sunt proporționale cu unghiurile de deviere ale volanului, ceea ce nu dă întotdeauna roade, deoarece forțele de control depind nu numai de unghiurile de virare, ci și de presiunea vitezei. Mai avansat este servocompensatorul cu arc, în care, datorită includerii de arcuri cu pretensionare în cinematica de control, unghiurile de deformare sunt proporționale cu forțele de control al direcției, ceea ce se potrivește cel mai bine scopului servocompensatorului - de a reduce acestea. forte.

Mijloace de echilibrare aerodinamică a unei aeronave

Orice stare de echilibru a zborului aeronavei, de regulă, se realizează cu cârmele deviate, ceea ce asigură echilibrarea - echilibrarea - a aeronavei în raport cu centrul său de masă. Forțele rezultate asupra comenzilor din cockpit sunt de obicei numite echilibrare. Pentru a nu obosi degeaba pilotul și pentru a-l salva de aceste eforturi inutile, pe fiecare suprafață de control este instalat un trimmer, permițând înlăturarea completă a forțelor de echilibrare.

Un alt mijloc de echilibrare a unei aeronave în modul de zbor constant poate fi un stabilizator reglabil. De obicei, un astfel de stabilizator este articulat pe unitățile de suspensie din spate, iar unitățile din față sunt conectate la o unitate de putere, care, prin mișcarea nasului stabilizatorului în sus sau în jos, își schimbă unghiurile de instalare în zbor. Prin selectarea unghiului de instalare dorit, pilotul poate echilibra aeronava cu moment zero al balamalei pe ascensor. Același stabilizator asigură, de asemenea, eficiența necesară pentru controlul longitudinal al aeronavei în timpul decolării și aterizării.

Mijloace pentru eliminarea fluturului cârmelor și eleronanelor

Motivul pentru apariția flutterului de încovoiere a eleronului și a direcției încovoiate este dezechilibrul lor de masă în raport cu axa balamalei. De obicei, centrul de masă al suprafețelor de direcție este situat în spatele axei de rotație. Ca urmare, în timpul vibrațiilor de încovoiere ale suprafețelor portante, forțele de inerție aplicate la centrul de masă al cârmelor, din cauza deformărilor și jocurilor din cablajul de comandă, deviază cârmele printr-un anumit unghi, ceea ce duce la apariția de forţe aerodinamice suplimentare care cresc deformaţiile de încovoiere ale suprafeţelor portante. Pe măsură ce viteza crește, forțele de balansare cresc și la o viteză numită viteza critică de flutter, structura se prăbușește.

Un mijloc radical de eliminare a acestui tip de flutter este instalarea unor greutăți de echilibrare în nasul cârmelor și eleronanelor pentru a-și deplasa centrul de masă înainte.

Echilibrarea 100% în greutate a volanelor, în care centrul de masă este situat pe axa de rotație a volanului, asigură eliminarea completă a cauzei apariției și dezvoltării flutterului.

Selecția și calculul

Blocaje adânci în aeronave cu cozi T.

Organele de coadă în zbor sunt supuse unor forțe aerodinamice distribuite, a căror mărime și lege de distribuție sunt specificate de standardele de rezistență sau determinate prin suflare. Datorită micii lor, forțele inerțiale de masă ale cozii sunt de obicei neglijate. Luând în considerare munca elementelor de coadă atunci când se percep sarcinile externe, prin analogie cu aripa, ar trebui să se facă distincția între munca generală a forței unităților de coadă ca grinzi, în secțiunile cărora acționează forțele tăietoare, încovoiere și cupluri și munca locală. de la sarcina de aer care cade pe fiecare secțiune a pielii cu elementele sale de întărire.

Diverse unități de coadă diferă unele de altele în scopul și metodele de fixare, ceea ce introduce propriile caracteristici în activitatea de putere și afectează alegerea schemelor lor structurale de putere. Eficiența necesară a cozii este asigurată de alegerea corectă a formei și locației suprafețelor sale, precum și a valorilor numerice ale parametrilor acestor suprafețe. Pentru a evita umbrirea, organele de coadă nu ar trebui să cadă în urma aripii, nacelelor și altor componente ale aeronavei. Utilizarea sistemelor computerizate de zbor nu are o influență mai mică asupra eficienței cozii. De exemplu, înainte de apariția computerelor de bord a aeronavelor destul de avansate, coada în formă de V nu a fost aproape niciodată folosită, datorită complexității sale în control.

Debutul mai târziu al crizei valurilor pe coadă se realizează prin unghiuri de baleiaj crescute și grosimi relative mai mici în comparație cu aripa. Flutterul și zgomotul pot fi evitate prin utilizarea unor măsuri cunoscute pentru eliminarea acestor fenomene aeroelastice.

Design Empennage

Coada unei aeronave este similară cu o aripă în forma sa externă, natura încărcării și operațiunii. Prin urmare, este format din aceleași elemente structurale ca și aripa.

Circuitul de putere al stabilizatorului și al chilei este format dintr-un set longitudinal (spars, pereți și stringers), un set transversal (nervituri) și piele. La fel ca aripile, stabilizatorul și aripioarele pot fi spate sau monobloc (cason). La viteze de zbor mici și medii cu alungiri mici ale stabilizatorului și aripioarei, designul spatelui se dovedește a fi mai avantajos.

Designul chilei în comparație cu stabilizatorul nu prezintă diferențe speciale. Pe mic aeronave supersonice cu o întindere mare a chilei, se folosește un design de spate cu o bară internă.

Pe avioane mari stabilizatoarele și aripioarele sunt, de obicei, monobloc cu două sau trei spate.

Coadă

Coada - profiluri aerodinamice situate în partea din spate a aeronavei. Ele arată ca „aripi” relativ mici, care sunt instalate în mod tradițional orizontal și planuri verticaleși se numesc „stabilizatori” X. O. au scopul de a da stabilitate și controlabilitate aeronavei. X. O. constă dintr-un stabilizator, ascensoare, chilă și cârmă.

În funcție de acest parametru, unitatea de coadă este împărțită, în primul rând, în orizontală și respectiv verticală, cu planurile în care este instalată. Designul clasic este unul vertical și doi stabilizatori orizontali, care sunt conectați direct la fuzelajul din spate. Aceasta este schema cea mai utilizată pe avioanele civile. Cu toate acestea, există și alte scheme - de exemplu, în formă de T, care este utilizată pe Tu-154.

În acest aranjament, coada orizontală este atașată la partea superioară a cozii verticale, iar atunci când este privită din față sau din spate a aeronavei, seamănă cu litera „T”, de la care își ia numele. Există și o schemă cu doi stabilizatori verticali, care sunt plasați la capetele cozii orizontale un exemplu de aeronavă cu acest tip de coadă este An-225. De asemenea, majoritatea avioanelor de vânătoare moderne au doi stabilizatori verticali, dar sunt instalați pe fuselaj, deoarece au o formă de fuzelaj ceva mai „aplatizată” pe orizontală în comparație cu aeronavele civile și de marfă.

Ei bine, în general, există zeci de configurații diferite de coadă și fiecare are propriile avantaje și dezavantaje, care vor fi discutate mai jos. Nu este întotdeauna instalat în coada aeronavei, dar acest lucru se aplică numai stabilizatorilor orizontali

Coada aeronavei Tu-15

Principiul de funcționare al unității de coadă. Funcții de bază

Și acum despre funcțiile cozii, de ce este necesar? Deoarece se mai numește și stabilizatori, putem presupune că stabilizează ceva. Așa este, așa este. Coada este necesară pentru a stabiliza și echilibra aeronava în aer și, de asemenea, pentru a controla aeronava de-a lungul a două axe - yaw (stânga-dreapta) și pitch (sus-jos).

Coada verticală

coadă coadă chilă

Funcțiile cozii verticale sunt de a stabiliza aeronava. În plus față de cele două axe enumerate mai sus, există și o a treia - rulare (rotație în jurul axei longitudinale a aeronavei) și astfel, în absența unui stabilizator vertical, ruliu face ca aeronava să se balanseze în raport cu axa verticală. , în plus, balansul este foarte grav și complet de necontrolat. A doua funcție este controlul axei de rotire.

Un profil deflectabil este atașat la marginea de fugă a stabilizatorului vertical, care este controlat din carlingă. Acestea sunt cele două funcții principale ale cozii verticale, numărul, poziția și forma stabilizatorilor verticali sunt absolut neimportante - îndeplinesc întotdeauna aceste două funcții

Tipuri de unități verticale de coadă

Coada orizontală

Acum despre unitatea de coadă orizontală. De asemenea, are două funcții principale, prima putând fi descrisă drept echilibrare. Pentru a înțelege ce este, puteți efectua un experiment simplu. Este necesar să luați un obiect lung, de exemplu o riglă, și să-l așezați pe un deget întins, astfel încât să nu cadă și să nu se îndoaie nici înapoi, nici înainte, de exemplu. găsiți centrul său de greutate. Deci, acum rigla (fuselajul) are o aripă (degetul), nu pare dificil să o echilibrezi. Ei bine, acum trebuie să vă imaginați că tone de combustibil sunt pompate în tren, sute de pasageri se îmbarcă și o cantitate imensă de marfă este încărcată.

Primul tip este mai comun, atunci când stabilizatoarele orizontale creează o forță opusă forței de ridicare a aripilor. Ei bine, a doua lor funcție este controlul de-a lungul axei de pas. Aici totul este absolut la fel ca la coada verticală. Există un profil de margine de fugă deflectabil, care este controlat din cockpit și crește sau scade forța pe care o creează stabilizatorul orizontal datorită profilului său aerodinamic. Aici ar trebui făcută o rezervare în ceea ce privește marginea de fugă deflexabilă, deoarece unele aeronave, în special avioanele de luptă, au avioane complet deflectabile, și nu doar părți din ele, acest lucru se aplică și cozii verticale, dar principiul de funcționare și funcțiile nu se schimbă. .

Tipuri de unități de coadă orizontale

Coada în formă de T a aeronavei conține o chilă, pe partea superioară a căreia este montat un stabilizator rotativ, echipat cu o unitate de antrenare și unități de atașare cu balamale constând dintr-o pereche de furci, fiecare dintre acestea incluzând ochi externi și interni pe spatul stabilizatorului. si un ochi de inotatoare, in ale carui gauri se afla rulmenti Dispozitivul de conectare a fost instalat. Fiecare ochi al chilei este format din două părți și este instalată o cupă cu rulment cu bile. Fiecare ochi exterior și interior al furcii stabilizatoare este conectat la ochiul chilei cu un șurub tubular, în interiorul căruia există un șurub duplicat, strâns cu o piuliță, deasupra căruia este instalată o piuliță cu un opritor pentru a fixa poziția ochii chilei în raport cu furca. Capetele șuruburilor tubulare menționate sunt situate între furci cu un spațiu de capăt și sunt legate între ele printr-un manșon intermediar care le înconjoară, pe exteriorîn care este instalată balansierul de control al cârmei stabilizatorului, asigurat cu un inel de blocare și un șurub. Invenția are ca scop creșterea capacității de supraviețuire a aeronavei. 6 bolnav.

Sunt cunoscute avioane cu o coadă în formă de T, în care stabilizatorul rotativ este montat pe articulațiile balamalei din spate cu o axă comună de rotație, constând din urechi, furci și șuruburi care le unesc și având o articulație balamaua frontală conectată la cadrul aeronavei. prin mecanismul de control al stabilizatorului (vezi Manualul de operare a aeronavei TU-154M, secțiunea 055.50.00, pagina 3/4, Fig. 1, 22/85 februarie).

Cu toate acestea, dispozitivul cunoscut are o serie de dezavantaje.

Nu există dublare a elementelor vitale, adică. acele elemente a căror distrugere duce la prăbușirea unui avion. Astfel de elemente sunt articulațiile balamalei din spate pentru instalarea stabilizatorului rotativ pe aripioarele aeronavei. Siguranța zborului este asigurată datorită solicitărilor de proiectare foarte mici în elementele articulațiilor balamalei, ceea ce duce la o greutate suplimentară a structurii, deoarece este necesară creșterea dimensiunilor (grosimii) urechilor, dimensiunile carenelor care acoperă aceste urechi. și, prin urmare, o creștere a rezistenței aerodinamice.

Obiectivul prezentei invenții este de a crește capacitatea de supraviețuire a aeronavei prin creșterea fiabilității designului cozii T.

Soluția problemei tehnice este asigurată de faptul că proiectarea suportului mobil al stabilizatorului de pe chilă are elemente vitale duplicat.

Coada aeronavei are un stabilizator rotativ 1, montat pe aripioare 2 pe două puncte de prindere articulate cu un dispozitiv de conectare, fiecare dintre ele constând dintr-o furcă (vezi Fig. 2) care conține un ochi extern 3 și un ochi intern 4, care sunt realizate pe spatul stabilizatorului 5 1, iar ochiurile 6 ale chilei 2. În ochiul 6 se află o sticlă 7, fixată cu o piuliță 8, în care se află un rulment cu bile 9, fixat cu o piuliță 10. Ochiuri 3,4 ale furcii sunt conectate la ochiul 6 cu un șurub 11, în interiorul căruia se află un șurub duplicat 12, piuliță strânsă 13. Pachetul de piese 9.14 este strâns prin șurubul 11 cu piulița 15, care are o piuliță exterioară stângă. fir de mână. Pe piulița 15 se înșurubează o piuliță 16, fixând poziția ochiului 6 față de furca chilei. Piulița 16 este blocată cu șaiba 17. Capetele șuruburilor 11 sunt conectate prin bucșa 18 la o căptușeală de bronz. Pe manșonul 18, pe partea exterioară, există un balansoar 19 pentru controlul cârmelor stabilizatoare, care este fixat pe acesta cu un inel 20 printr-un șurub 21, care conectează simultan manșonul 18 cu șurubul 11.

Lucrarea se desfășoară după cum urmează.

În cazul distrugerii șurubului 11 din dispozitivul de legătură, sarcina este preluată de șurubul 12. Ochiul 6 al chilei 2 este format din două părți de grosime egală și, în cazul distrugerii uneia dintre jumătăți, sarcina. este luat de a doua jumătate a ochiului.

Atunci când unul dintre cei patru ochi 3,4 ai furcii stabilizatoare este distrus, sarcina aerodinamică de la acesta este transferată în ochiurile 6 ale chilei 2 prin îndoirea șuruburilor tubulare 11, conectate între ele printr-un manșon 18, care ia momentul încovoietor și forța de forfecare la joncțiunea șuruburilor. Când ochiul exterior 3 al furcii stabilizatoare este distrus, șuruburile tubulare 11 cu bucșa 18 acționează ca o grindă în consolă sprijinită pe îmbinarea balamalei adiacentă și pe ochiul interior 4 al furcii. Când ochiul interior 4 este distrus, șuruburile cu manșonul 18 acționează ca o grindă cu două suporturi care se sprijină pe ochiul exterior 3 al furcii stabilizatoare și articulația balamalei adiacentă.

Utilizarea invenției va îmbunătăți fiabilitatea și va reduce accidentele și catastrofele prin creșterea siguranței zborului aeronavelor cu coadă în T datorită duplicării elementelor de proiectare vitale pentru atașarea stabilizatorului la aripioară.

Formula inventiei

Coada unei aeronave, care conține o aripioară, pe partea superioară a căreia este montat un stabilizator rotativ, echipat cu unități de fixare cu balamale, cu un dispozitiv de conectare pe rulmenți, constând dintr-o pereche de furci, fiecare dintre acestea incluzând ochi externi și interni pe baron stabilizator și un ochi de aripioară, caracterizat prin aceea că dispozitivul de conectare este instalat atât în furcile stabilizatoare, cât și în inelele de chilă, fiecare dintre inelele de chilă constă din două părți și o cupă cu un rulment cu bile este instalată în el și fiecare exterior și interior. ochiurile furcii stabilizatoare sunt conectate la ochiul chilei cu un șurub tubular, în interiorul căruia este un duplicat un șurub strâns cu o piuliță, deasupra căruia este instalată o piuliță cu un opritor pentru a fixa poziția ochilor chilei față de furcă, în timp ce capetele șuruburilor tubulare menționate sunt situate între furci cu un spațiu de capăt și sunt conectate între ele printr-un manșon intermediar care le acoperă, pe partea exterioară a căruia este instalată un balansier de control al direcției stabilizatoare, asigurat cu un inel de blocare și șurub.

Designul unității de coadă depinde în mod semnificativ de schema generala avion. Datorită amplasării, eficiența empenajului este influențată de aripă și elice. Instalarea empenajului pe fuselaj sau brațe de coadă determină și dispunerea structurală a fuselajului (grinzilor) în acest loc.

Exemple de planuri de coadă, împrumutate din practică, sunt prezentate în Figura 4. Sunt posibile și alte opțiuni de plan de coadă, care nu sunt discutate aici (de exemplu, un plan de coadă în formă de V).

Scheme de bază de penaj

Cea mai comună este o schemă cu o aripioară și un stabilizator montat pe fuselaj sau aripioară - (Fig. 4 a, b, c). Oferă simplitate structurală și rigiditate, deși în cazul cozii T (Fig 4c) este necesar să se ia măsuri pentru a preveni fluturarea acesteia.

Designul cozii în formă de T are, de asemenea, o serie de avantaje. Locația cozii orizontale în partea superioară a chilei creează un efect de șaibă de capăt pentru aceasta din urmă, care poate ajuta la reducerea zonei necesare a cozii verticale. Pe de altă parte, coada orizontală înaltă este situată în zona unei ușoare teșiri a fluxului din aripă la unghiuri medii (de zbor), ceea ce face posibilă reducerea zonei necesare a cozii orizontale. . Astfel, zona cozii T poate fi zonă mai mică coadă cu o coadă orizontală joasă.

Suprafața verticală necesară a cozii este determinată în mare măsură de lungimea și aria proiecției laterale a părții fuselajului situată în fața centrului de greutate al aeronavei. Cu cât partea din față a fuzelajului este mai lungă (și suprafata mai mare proiecția sa laterală), toate celelalte fiind egale, cu atât aria cozii verticale este mai mare necesară pentru a elimina momentul de destabilizare al acestei părți a fuselajului.

Dacă motoarele sunt situate pe aripă, atunci zborul cu un motor eșuat este o condiție pentru dimensionarea aripioarei și cârmei unui avion cu mai multe motoare.

O înălțime semnificativă a cozii verticale (dacă zona este necesară) poate duce la apariția momentelor de ruliu când cârma este deviată ca urmare a unui umăr mare între centrul de presiune al cozii verticale și axa longitudinală a aeronavei. Dacă există un astfel de pericol, designul cozii cu aripioare duble distanțate, care reduce acest efect, merită atenție (Fig. 4e). Pentru un proiect de aeronave cu două fascicule (Fig. 4d) sau cadru, alegerea unui astfel de înălțime este evidentă. Deoarece plasarea aripioarelor la capetele cozii orizontale creează efectul șaibelor de capăt, aria cozii orizontale poate fi redusă.

Postat pe Allbest.ru

Documente similare

Stabilitatea și controlabilitatea aeronavei. Principiul de funcționare al cârmelor. Centrarea aeronavei, focalizarea aripii sale. Conceptul de compensare aerodinamică. Caracteristici de stabilitate laterală și controlabilitate la viteze mari de zbor. Stabilitate laterală și controlabilitate.

prelegere, adăugată 23.09.2013

Eleroanele sunt părți mobile ale aripii, situate la marginea de fugă a aripii la capetele acesteia și deviate simultan în direcții opuse. Deformarea unui eleron în sus și a celuilalt în jos duce la crearea unui moment transversal, determinând rularea aeronavei.

test, adaugat 25.05.2008

Caracteristicile structurale și aerodinamice ale aeronavei. Forțele aerodinamice ale profilului aripii aeronavei Tu-154. Influența masei de zbor asupra caracteristicilor de zbor. Procedura de decolare și coborâre a unei aeronave. Determinarea momentelor din cârmele gaz-dinamice.

lucrare curs, adaugat 12.01.2013

Caracteristicile geometrice și aerodinamice ale aeronavei. Caracteristicile zborului aeronave în diferite stadii de zbor. Caracteristici ale stabilității și controlabilității aeronavei. Puterea aeronavei. Caracteristicile zborului în condiții de aer accidentat și îngheț.

carte, adăugată 25.02.2010

Calculul caracteristicilor geometrice ale fuselajului aeronavei, coada orizontală. Calculul coeficientului minim de rezistență al stâlpului. Caracteristicile decolării și aterizării aeronavei. Trasarea dependenței calității aerodinamice de unghiul de atac.

lucrare curs, adaugat 29.10.2012

Diagrame ale aripii, fuselajului, cozii, trenului de aterizare și motoarelor aeronavei. Sarcina specifică aripii. Calculul raportului tracțiune-greutate de pornire, greutatea la decolare și coeficientul de retur al sarcinii utile. Determinarea parametrilor geometrici de bază ai aeronavei.

lucrare curs, adaugat 20.09.2012

Descriere tehnică avion. Sistemul de control al aeronavei. Foc și sistem de combustibil. Sistem de aer conditionat. Justificarea parametrilor de proiectare. Dispunerea aerodinamică a aeronavei. Calculul caracteristicilor geometrice ale aripii.

lucru curs, adăugat 26.05.2012

Construcția polarului subcritic al aeronavei An-225. Valori de grosimi recomandate pentru profilele aripii și ale cozii. Calculul caracteristicilor de zbor a aeronavei, reprezentarea grafică a dependenței coeficientului de portanță de unghiul de atac. Dependența lamei polare de numărul Mach.

lucrare curs, adaugat 17.06.2015

Caracteristici de design avion de pasageri. Analiza parametrică a avioanelor similare și cerințele tehnice pentru acestea. Formarea aspectului aeronavei, determinarea masei structurii, aspectul fuselajului, compartimentele pentru bagaje și optimizarea parametrilor.

lucrare de curs, adăugată 13.01.2012

Dispunerea aerodinamică a aeronavei. Fuzelaj, aripă de cheson, empenaj, cockpit, sistem de control, tren de aterizare, sistem hidraulic, power point, sistem de alimentare cu combustibil, echipament de oxigen, sistem de aer condiționat.

desene,

posibilă o umbrire mai mică a cozii de către alte părți ale aeronavei - aripa, fuselajul, nacelele motorului, precum și o parte a cozii de către alta.

absența vibrațiilor și oscilațiilor, cum ar fi flutter și zvâcnire.

mai târziu decât în aripă, dezvoltarea unei crize a valurilor.

Coada orizontală (HO)

Cârme și elerone

Compensarea aerodinamică a cârmelor

Cele mai comune tipuri de compensare aerodinamică sunt:

claxon - la capătul volanului, o parte a zonei sale sub forma unui „corn” este situată în fața axei balamalei, ceea ce asigură crearea unui moment de semn opus în raport cu balamaua principală;
axial - o parte a zonei volanului de-a lungul întregii sale deschideri este situată în fața axei balamalei (axa balamalei se mișcă înapoi), ceea ce reduce momentul balamalei;
intern - folosit de obicei pe eleronoane și constă din plăci atașate la nasul eleronului în față, care sunt conectate printr-un despărțitor flexibil de pereții camerei din interiorul aripii. Când eleronul se deviază, în camera de deasupra și dedesubtul plăcilor se creează o diferență de presiune, ceea ce reduce momentul balamalei.
compensare servo - o suprafață mică este articulată în partea de coadă a cârmei, care este conectată printr-o tijă la un punct fix pe aripă sau coadă. Această tijă asigură deviația automată a servocompensatorului în direcția opusă devierii direcției. Forțele aerodinamice asupra servocompensatorului reduc momentul articulației de direcție.

Mijloace de echilibrare aerodinamică a unei aeronave

Orice mod de zbor constant al unei aeronave, de regulă, se realizează cu cârmele deviate, ceea ce asigură echilibrarea - balansare- aeronava în raport cu centrul său de masă. Forțele rezultate asupra comenzilor din cockpit sunt de obicei numite echilibrare. Pentru a nu obosi degeaba pilotul și a-l salva de aceste eforturi inutile, pe fiecare suprafață de control este instalat un trimmer, permițând înlăturarea completă a forțelor de echilibrare.

Un alt mijloc de echilibrare a aeronavei în modul de zbor constant poate fi un stabilizator reglabil. De obicei, un astfel de stabilizator este articulat pe unitățile de suspensie din spate, iar unitățile din față sunt conectate la o unitate de putere, care, prin mișcarea nasului stabilizatorului în sus sau în jos, își schimbă unghiurile de instalare în zbor. Prin selectarea unghiului de instalare dorit, pilotul poate echilibra aeronava cu moment zero al balamalei pe ascensor. Același stabilizator asigură, de asemenea, eficiența necesară pentru controlul longitudinal al aeronavei în timpul decolării și aterizării.

Mijloace pentru eliminarea fluturului cârmelor și eleronanelor

Ar putea fi util să citiți: