Материал: Конструкция общая корнеев

конструкции при бафтинге может происходить по истечении некоторого времени – вследствие явления усталости, а может происходить очень быстро (если энергия возбуждающих сил велика). Кроме того, затенение хвостового оперения приводит к потере эффективности руля высоты, что сказывается на управлении самолетом.

Так как основной причиной бафтинга являются срывы потока при обтекании отдельных частей самолета, то борьба с ним ведется, главным образом, путем улучшения аэродинамической компоновки самолета. Положительные результаты достигаются за счет выноса горизонтального оперения из зоны спутной струи или повышения изгибной жесткости оперения и фюзеляжа.

В ряде случаев полностью устранить бафтинг практически не удается. Поэтому для таких самолетов вводят ограничения на некоторых режимах полета.

8.4. Дивергенция несущих поверхностей

Рассмотрим прямое крыло, у которого линия центров давлений расположена впереди оси жесткости. В потоке воздуха при положительном угле атаки на крыле создается подъемная сила, момент от которой закручивает его в сторону увеличения угла атаки (рис. 8.5).

Рис. 8.5. Дивергенция крыла Такая деформация приводит к росту подъемной силы и даль-

нейшему увеличению угла атаки, и так до тех пор, пока упругий момент, соответствующий кручению крыла, не уравновесит момент аэродинамических сил. В некоторых условиях равновесие крыла оказывается невозможным, и оно под воздействием нагрузки апериодически отклоняется от положения равновесия. Явление статической неустойчивости конструкции

в потоке воздуха принято называть дивергенцией, или перекручиванием, крыла, а скорость полета, при превышении которой равновесие между ругими и аэродинамическими моментами конструкции невозможно, – критической скоростью дивергенции.

На всех высотах критическая скорость дивергенции должна удовлетворять условию

Vкp.див ≥ 1,2Vmax.max.

Критическая скорость дивергенции возрастает с увеличением жесткости крыла при кручении.

8.5. Потеря эффективности и реверс элеронов

При отклонении элеронов на консолях крыла создаются дополнительные аэродинамические силы: направленная вверх на половине крыла с опущенным элероном и вниз на половине крыла с элероном, отклоненным вверх. Это приводит к нарушению равновесия самолета относительно оси х, возникновению кренящего момента в сторону крыла с поднятым элероном.

Под эффективностью элеронов обычно понимают реакцию самолета на их отклонение. Если при отклонении элеронов угловая скорость крена нарастает быстро, элероны эффективны. Если самолет вяло реагирует на отклонение элеронов, то эффективность их низка. Реверс элеронов – это обратное действие элеронов, т.е. явление, при котором движение крена происходит в сторону крыла с опущенным элероном.

Потеря эффективности элеронов и реверс элеронов связаны с упругостью конструкции, обуславливающей такие деформации крыла, при которых происходит уменьшение эффективности кренящего момента и даже изменение его знака. При отклонении элеронов на участках крыла, занятых элеронами, возникает дополнительная нагрузка (рис. 8.6). Упругое крыло от этой нагрузки закручивается. Так как элероны расположены у задней кромки крыла, то крыло с опущенным элероном закручивается на

уменьшение углов атаки сечений, а с поднятым элероном – на увеличение углов атаки. Чем больше приращение подъемной силы вследствие закрутки крыла, тем меньше силы на крыле, обусловленные отклонением элеронов, и ниже эффективность последних.

Величина приращения подъемной силы, вызванная закруткой крыла, растет с увеличением скоростного напора, а величина приращения подъемной силы, обусловленная отклонением элеронов, от скоростного напора практически не зависит. В результате с ростом скоростного напора разность между этими величинами уменьшается и при некотором его значении становится равной нулю. Элероны при этом полностью неэффективны. Скорость полета, соответствующую полной потере эффективности элеронов, называют критической скоростью реверса элеронов.

Элероны, расположенные в средней, более жесткой части крыла, в меньшей степени влияют на деформации крыла и поэтому сохраняют свою эффективность до больших чисел М полета.

На всех высотах полёта критическая скорость реверса органов управления должна удовлетворять следующим условиям:

Vкp.pев ≥ 1,2Vmax.max, при Vmax.max ≤ 600 км/ч;

Vкp.pев ≥ Vmax.max + 100 км/ч, при Vmax.max > 600 км/ч.

8.6. «Всплывание» элеронов

«Всплыванием» элеронов принято называть одновременное отклонение элеронов в одну сторону. Возможность «всплывания» объясняется упругостью проводки управления и наличием в ней люфтов.

Отклонения элеронов за счет «всплывания» могут составлять 4-5°.

Одновременное отклонение элеронов вверх приводит к появлению кабрирующего момента. Если крыло прямое, момент, как правило, невелик и легко парируется отклонением рулей высоты. У самолета со стреловидным крылом момент на кабрирование получается значительным. Это может привести к выходусамолетананедопустимобольшиеуглыатаки.

«Всплывание» элеронов может произойти также из-за температурных деформаций конструкции крыла и проводки управления. Уменьшение влияния «всплывания» элеронов на характеристики устойчивости и управляемости самолета можно обеспечить, увеличивая жесткость проводки управления, снижая величины шарнирных моментов элеронов или же принимая меры, направленные на уменьшение кабрирующего момента. Для уменьшения кабрирующего момента элероны располагают в средней части стреловидного крыла или выполняют каждый из двух секций: внутренней, которая работает в течение всего полета, и внешней, которая вступает в работу лишь на взлете и посадке.

8.7. Автоколебания колес шасси типа «шимми»

«Шимми» – самовозбуждающиеся колебания носовой стойки шасси, которые могут возникнуть на определенной скорости движения самолета во время разбега или пробега. Эти колебания вызывают интенсивные вибрации носовой опоры и могут привести к ее разрушению.

Рассмотрим кинематическую картину «шимми».

Во время движения носовая стойка может поворачиваться, пневматик – получать боковую деформацию сдвига и

закручиваться (рис. 8.7). Смещение отсчитывается от центра контактной

площадки до срединной плоскости диска колеса. Угол закручивания пневматика равен углу между продольной осью симметрии контактной площадки и плоскостью колеса.

Наличие отмеченных трех степеней свободы и обуславливает характер колебаний. Особенность этих колебаний в том, что они имеют совместный изгибно-крутильный характер.

Если катящееся колесо, например, получило боковую деформацию, то в следующий момент времени оно повернется на определенный угол. Для выяснения сущности

Рис. 8.8. Начало развития «шимми»

явления рассмотрим перемещение точек, расположенных на беговой дорожке в плоскости симметрии колеса при его движении по грунту (рис. 8.8). При боковой деформации колеса точка А, лежащая в контактной поверхности, сместится на определенную величину от плоскости симметрии, а точка В, лежащая выше контакта с грунтом, на меньшую величину. Следовательно, после того, как колесо совершит поворот, при котором точка колеса В войдет в контакт с грунтом, контактная поверхность повернется на некоторый угол, а затем и колесо повернется на этот же угол. Если начальный импульс вызвал поворот колеса на определенный угол (рис. 8.9), то в следующий момент контактная площадка сойдет с прямой, по которой движется ось стойки. При этом за счет сил сцепления колеса с поверхностью грунта нач-

Рис. 8.9. Развитие колебаний «шимми»

нет накапливаться изгибная (боковая) деформация пневматика. С увеличением боковой деформации пово-

рот колеса постепенно уменьшается и при достижении максимальной бо-