Coada este profilele aerodinamice situate în spatele aeronavei. Ele arată ca „aripi” relativ mici, care sunt instalate în mod tradițional în planuri orizontale și verticale și sunt numite „stabilizatori”.

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, de asemenea, 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 spatele aeronavei, dar acest lucru se aplică numai stabilizatorilor orizontali.

Coada aeronavei Tu-154

Coada aeronavei An-225

Principiul de funcționare al unității de coadă. Functii principale.

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).

Vertical unitate de coadă.

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 unității de coadă verticală; numărul, poziția și forma stabilizatorilor verticali sunt absolut neimportante - aceștia îndeplinesc întotdeauna aceste două funcții.

Tipuri de unități verticale de coadă.

Orizontală unitate de coadă.

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.

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 se aplică și cozii verticale, dar 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 fuselajului, 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 cât 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.

Coada este formată din suprafețe portante concepute pentru a asigura stabilitatea longitudinală și direcțională și controlabilitatea aeronavei. De obicei este format din cozi orizontale și verticale (Fig. 3.1). Coada orizontală (HT) servește pentru stabilitatea longitudinală și controlabilitatea aeronavei, coada verticală (VT) - pentru stabilitatea direcțională și controlabilitatea aeronavei.

Coada orizontală este formată dintr-un stabilizator și un elevator (ER). Stabilizatorul este de obicei o parte staționară a GO; împreună cu RV, asigură stabilitatea longitudinală a aeronavei în zbor. Liftul este o parte mobilă a cozii orizontale, concepută pentru a controla aeronava în raport cu axa transversală. Coada verticală este formată dintr-o înotătoare și o cârmă (RN). Aripa, partea staționară a aeronavei, împreună cu vehiculul de lansare, asigură stabilitatea direcțională și laterală a aeronavei în zbor. Cârma este o parte mobilă a cozii verticale, concepută pentru a controla aeronava în raport cu axa verticală.

Tiparele de execuție diferă în principal în funcție de poziția relativă a GO și VO și de locația lor în raport cu fuzelaj. În schema tradițională, GO și VO sunt montate pe partea din spate a fuzelajului. Acest design al cozii este cel mai avantajos în ceea ce privește greutatea și rezistența la vibrații, dar nu este întotdeauna acceptabil. Astfel, atunci când aripa este situată în partea de sus sau motoarele sunt situate în spatele fuzelajului, se folosește o coadă în formă de T. În această schemă, GO este atașat de aripioară pentru a o îndepărta din fluxul teșit din spatele aripii și jetul de gaze ale motorului. Pe unele aeronave, în acest scop, în loc de o coadă în formă de T, se folosește o coadă în formă de V.

Fig.3.1. Coada și eleronele avionului:

1, 5 - elerone; 2 - trimmer eleron; 3, 4 - servocompensatoare eleron;

6, 12 - lifturi; 7, 11 - trimmere de lift; 8 - cârmă;

9, 10 - trimmer și arc servocompensator al cârmei

Destul de des, chilele sunt instalate la capetele stabilizatorului. Un astfel de FO distanțat crește eficiența și reduce reactanța inductivă a GO, deoarece aripioarele în acest caz acționează ca șaibe de capăt. Un profil aerodinamic distanțat este benefic în special pentru aeronavele cu motoare turbopropulsoare, deoarece jeturile de aer de la elice măresc eficiența profilului aerodinamic la viteze mici de zbor. În plus, centrul de presiune al unui profil aerodinamic distanțat este mai mic decât cel al profilului aerodinamic convențional; prin urmare, cuplul fuzelajului este mai mic. Dezavantajele cozii în formă de T și ale cozii cu o aripă distanțată sunt nevoia de a întări chila și stabilizatorul și, prin urmare, creșterea greutății cozii, precum și nevoia de a complica cablarea de control a cârmei.

Pe aeronavele de tip canard, GO este situat în fața aripii. Acest design afectează vizibilitatea din cabina de pilotaj, dar oferă proprietăți portante mai mari în comparație cu aeronavele convenționale, deoarece forța aerodinamică de echilibrare asupra HO este îndreptată mai degrabă în sus decât în ​​jos.

Este posibil ca aeronavele fără coadă să nu aibă suprafețe de coadă orizontale. În această schemă, stabilitatea longitudinală este asigurată prin utilizarea

Profil în formă de S și forme ale aripilor corespunzătoare. Funcțiile liftului sunt îndeplinite de eloni, care acționează ca eleroni și lift. Refuzul GO în designul „fără coadă” face posibilă reducerea rezistenței și greutății aeronavei. Dezavantajul schemei este reducerea capacității portante a aripii datorită necesității de a utiliza un profil în formă de S și eloni, care sunt deviați în sus în timpul echilibrării longitudinale a aeronavei.

Caracteristicile geometrice ale cozii - forma profilului, forma plană, unghiul V transversal - sunt similare cu caracteristicile aripii. În plus, coada se caracterizează prin zonele relative ale cozilor orizontale și verticale, liftului și cârmei.

Coada are de obicei profiluri simetrice, ceea ce face posibilă menținerea aceluiași caracter al sarcinilor aerodinamice atunci când cârmele sunt deviate în direcții diferite și oferă o rezistență mai mică. Pentru un stabilizator, se folosește uneori un profil asimetric, instalat în poziție inversată (curbură inversă). Un astfel de profil creează, la un unghi zero de atac, o forță aerodinamică îndreptată în jos și echilibrând momentul de ridicare a aripii cu o rezistență minimă de echilibrare a aeronavei.

Profilele cozii sunt alese astfel încât stagnarea fluxului și undele de șoc să apară pe coadă mai târziu decât pe aripă. Acest lucru asigură că aeronava rămâne stabilă și controlabilă în toate modurile de zbor. În același scop, penajul primește o măturare cu 5 - 10° mai mult decât măturarea aripii.

Ariile relative ale cozilor orizontale și verticale S GO și S VO sunt exprimate prin raportul dintre ariile GO și VO și aria aripii:

S GO = S GO /S; S BO = S BO /S.

Aria relativă a liftului S B este exprimată prin raportul dintre aria vehiculului de lansare S B a aria vehiculului principal și aria relativă a cârmei S H prin raportul dintre suprafață al lansatorului de rachete în zona apărării aeriene:

S B = S B / S GO; S H = S H / S VO

Sarcinile care acționează asupra cozii în zbor sunt similare ca natură cu sarcinile care acționează asupra aripii. Sarcinile de masă din proiectarea GO și VO sunt mici și de obicei nu sunt luate în considerare în calcule. Calculele pentru rezistență și rigiditate sunt efectuate pentru încărcături de echilibrare și manevrare, precum și încărcături atunci când zboară în aer accidentat.

Forța aerodinamică de echilibrare pe coada orizontală Y a GO echilibrează momentul creat de forța de ridicare a aripii Y față de aeronava CM:

Y GO L GO =Ya, unde L GO este brațul cozii orizontale, adică lungimea proiecției pe axa longitudinală a aeronavei a segmentului care leagă un punct dat de pe MAR al aripii (de obicei în intervalul de aliniamente ale aeronavei) cu un punct situat pe 1/4 din MAR al penajului orizontal.

Sarcinile de manevră apar atunci când volanul este deviat brusc și depind de rata de deviere a acestuia. Când zboară în aer accidentat, GO este supus sarcinilor cauzate de rafale de vânt. Aceste sarcini sunt proporționale cu viteza curgerii în timpul unei rafale și cu zona barajului.

Pe structură, apare o sarcină de echilibrare atunci când avionul planează. Atinge valori mari atunci când un motor se defectează, situat la distanță de axa longitudinală a aeronavei.

Când cârmele sunt deviate, stabilizatorul și aripioarele sunt încărcate suplimentar de forțele concentrate de la cârme prin unitățile de suspensie. Direcția acestor forțe depinde de direcția de deviere a cârmelor.

Sarcinile pe coadă, precum și pe aripă, sunt determinate pentru o serie de cazuri de proiectare.

Suprafețele de control, pe lângă RV și LV, includ eleroni - părți mobile ale aripii, deviate simultan în direcții opuse (sus și jos), concepute pentru a controla aeronava în raport cu axa sa longitudinală.

Stabilitatea este înțeleasă ca capacitatea unei aeronave de a menține în mod independent, fără participarea unui pilot, o anumită stare de mișcare și de a reveni la modul de zbor inițial după o abatere involuntară cauzată de perturbări externe.

Controlabilitatea unei aeronave este înțeleasă ca capacitatea sa de a schimba modul de zbor atunci când suprafețele de control deviază. Stabilitatea și controlabilitatea sunt printre cele mai importante proprietăți ale unei aeronave; de ​​ele depind siguranța zborului, simplitatea și precizia pilotajului.

Cu ajutorul cârmelor și eleronanelor, aeronava este echilibrată, adică forțele și momentele care acționează asupra ei sunt echilibrate. Echilibrarea se realizează prin devierea suprafețelor de direcție la un anumit unghi, așa-numitul unghi de echilibrare.

În condiții normale de zbor, pilotul (pilotul automat) echilibrează periodic aeronava cu liftul din cauza modificărilor de aliniere cauzate de epuizarea combustibilului sau de mișcarea pasagerilor și a încărcăturii. În cazul unei defecțiuni a motorului, producția neuniformă de combustibil din jumătatea stângă și dreaptă a aripii și, în alte cazuri, echilibrarea aeronavei se realizează prin devierea cârmei și a eleroanelor.

Este de dorit ca poziția de echilibrare a suprafețelor de direcție să fie aproape de poziția lor neutră. În caz contrar, rezistența aeronavei crește semnificativ. Astfel, pierderile de echilibrare din deviația liftului poate reduce raza de zbor a aeronavei cu mai mult de 10%.

Astfel, cârmele și eleronoanele îndeplinesc două funcții: asigură echilibrul forțelor și momentelor care acționează asupra aeronavei în timpul zborului în regim de echilibru și servesc pentru control, i.e. perturbarea deliberată a acestui echilibru pentru a schimba modul de zbor și traiectoria.

Pe elicoptere, funcțiile cozii sunt îndeplinite de rotoarele principale și de coadă, dar cozile de tip aeronave sunt adesea folosite ca dispozitive auxiliare.

Un elicopter coaxial cu două rotoare este echipat cu o chilă și cârmă, care îmbunătățesc stabilitatea direcțională și controlabilitatea elicopterului; Vehiculul de lansare, în plus, crește controlabilitatea direcțională în modul rotor cu rotație automată.

La elicopterele cu un singur rotor, rolul chilei este jucat de grinda de capăt, ale cărei secțiuni primesc forma unui profil asimetric. Un astfel de fascicul de chilă crește stabilitatea direcțională a elicopterului și ușurează sarcina pe rotorul de coadă în zbor orizontal. Cârma nu este utilizată la elicopterele cu un singur rotor, deoarece controlul direcției este suficient prin rotorul de coadă.

Coada orizontală constă de obicei dintr-un stabilizator controlat conceput pentru a crește stabilitatea longitudinală a elicopterului. Pe elicoptere de diferite modele pot fi furnizate stabilizatori. Stabilizatorul este controlat prin sistemul de control al rotorului principal. Unele elicoptere au stabilizatoare incontrolabile.

Designul cozii elicopterelor este similar cu designul cozii avioanelor. Deoarece elicopterele au viteze de zbor relativ scăzute, acoperirea cozii poate fi făcută din pânză.

0

Designul părților principale ale cozii - stabilizatorul și aripioarele - este de obicei similar. Ascensoarele și cârmele sunt, de asemenea, identice ca design. La aeronavele mari, stabilizatoarele sunt de obicei detașabile. Aripa poate fi fabricată integral cu fuzelaj sau ca o parte separată. Structura de coadă a aeronavelor moderne este de obicei realizată din metal. Învelișul chilei și stabilizatorului este de obicei rigid (duralumin). Cârmele aeronavelor la viteze subsonice scăzute sunt acoperite cu material textil, ceea ce le reduce greutatea și simplifică designul. La aeronavele de mare viteză, cârmele, ca și cadrul, sunt metalice.

Chilă și stabilizator. La aeronavele mici, aripioarele și stabilizatorul sunt cel mai adesea realizate din două bare. La aeronavele grele, aripioarele și stabilizatorul au de obicei un design monobloc cu piele de lucru (Fig. 59).

Elementele principale ale setului de rezistență (spars, pereți, stringers, nervuri) sunt proiectate structural în același mod ca cele ale aripii și îndeplinesc aceleași funcții, adică îndoirea este percepută de curele de spate, stringers și parțial de piele; forța laterală este percepută de pereții traverselor laterale; torsiune - buclă închisă; înveliș - pereții membrelor laterale. Stabilizatorul și aripioarele sunt atașate la fuzelaj folosind unități de pe lăți și rame. Pentru montarea (suspendarea) cârmelor, stabilizatorul și chila au suporturi speciale cu balamale universale și cu o singură axă. În fig. Figura 60 prezintă un ansamblu tipic de suspensie a volanului.

Cârme și elerone (cârme de rulare).

Cârmele și eleroanele, de regulă, sunt cu un singur spat, cu un set de corzi și nervuri.

Pentru a crește rigiditatea părții din față a volanului, uneori este instalat un perete (spar auxiliar).

În construcția modernă a aeronavelor, trei tipuri caracteristice de cârme sunt utilizate pentru aeronavele cu viteze diferite de zbor: o cârmă cu un spart tubular, o cârmă cu un nas rigid și o cârmă cu o piele rigidă pentru aeronavele de mare viteză. În orice tip de cârmă, un set de nervuri colectează sarcina de aer de pe suprafața cârmei și o transferă pe conturul spate și torsiune, precum și pe marginea de fugă rigidă.

În primul proiect, nervurile de coastă transferă întreaga sarcină pe care o colectează numai pe spate și, deoarece este tubulară, poate funcționa cu succes atât la îndoire, cât și la torsiune.

În cea de-a doua schemă, forțele din nervuri sunt transferate pe peretele barei grinzii, încărcându-l cu îndoire transversală, iar momentul de la nervuri este transferat la conturul format de peretele longului cu un vârf rigid. Acest circuit funcționează pentru torsiune. În această schemă, funcțiile sunt distribuite după cum urmează: îndoirea transversală este percepută de traversul grinzii, iar torsiunea este percepută de conturul vârfului de putere.

În cea de-a treia schemă (Fig. 61) există o distribuție similară a funcțiilor, dar cuplul este transmis aici întregului contur al pielii și nu doar degetului de la picior.

În conformitate cu una sau alta schemă de transmisie a forței, se realizează conexiuni de putere între elementele de direcție. Pentru cârmele din prima schemă, nervurile sunt conectate numai la spate cu nituri de-a lungul circumferinței sale.

Cârmele din schema a doua și a treia au nervuri conectate la pereții longoanelor și la conturul de torsiune. Această legătură este asigurată de nituri, șuruburi și uneori lipici.

Pentru a folosi mai bine pielea pentru a absorbi momentul încovoietor și pentru a păstra forma profilului, se folosesc ghidoane cu umplutură cu spumă sau fagure. Au rigiditate mare cu greutate redusă.

Trimmere(Fig. 62) sunt o suprafață de direcție auxiliară montată pe partea din spate a volanului principal. Cu ajutorul trimmerelor, aeronava este echilibrată în raport cu toate axele sale atunci când se schimbă alinierea și modul de zbor. Deformarea trimmerului se realizează independent de deformarea cârmei, de obicei cu ajutorul unor mecanisme electrice speciale ireversibile de autofrânare, activate la momentul potrivit de către pilot cu un comutator cu apăsare în două sensuri. Trimurile liftului sunt de obicei controlate folosind un dispozitiv mecanic de tip cablu. Esența funcționării mașinii de tuns poate fi explicată cu următorul exemplu. Când unul dintre motoarele aeronavei se defectează, apare un moment de întoarcere, contracararea căruia se poate crea prin devierea cârmei. Să zbori mult timp cu un avion cu cârma înclinată este obositor pentru pilot. Prin devierea trimmerului în direcția opusă devierii cârmei, sarcina transmisă la picioarele pilotului poate fi redusă la orice cantitate mică. Momentul compensator de la mașina de tuns, care contracarează momentul balamalei, apare din cauza brațului mare al forței aplicate mașinii de tuns, deși forța în sine este mică. Mărimea momentului balama poate fi scrisă în următoarea formă.

8.1. Justificarea designului aerodinamic al aeronavei.

O aeronavă modernă este un sistem tehnic complex, ale cărui elemente, fiecare individual și colectiv, trebuie să aibă o fiabilitate maximă. Aeronava în ansamblu trebuie să îndeplinească cerințele specificate și să fie foarte eficientă la nivelul tehnic corespunzător.

Atunci când se dezvoltă proiecte pentru aeronave de nouă generație care vor intra în funcțiune la începutul anilor 2000, se acordă o mare importanță obținerii unei eficiențe tehnice și economice ridicate. Aceste aeronave nu trebuie doar să aibă performanțe bune la momentul intrării în exploatare, dar să aibă și potențialul de a fi modificate pentru a îmbunătăți în mod sistematic eficiența pe toată perioada de producție. Acest lucru este necesar pentru a asigura implementarea noilor cerințe și realizări ale progresului tehnologic cu costuri minime.

Când luați în considerare proiectarea unei aeronave de pasageri pentru companiile aeriene locale, este recomandabil să studiați toate aeronavele create anterior din această clasă.

Dezvoltarea aviației de pasageri a început activ după cel de-al doilea război mondial. De atunci, proiectarea aeronavelor din această clasă, suferită treptat de modificări, a ajuns la cea mai optimă pentru astăzi. În cele mai multe cazuri, aceasta este o aeronavă realizată după o configurație aerodinamică normală, un monoplan. Motoarele sunt de obicei amplasate sub aripă (TVD), sub aripă pe stâlpi sau pe aripă (TRD). Coada este făcută mai degrabă în formă de T, uneori în una normală. Secțiunea fuzelajului este formată din arce circulare. Trenul de aterizare este realizat conform schemei cu o roată frontală, barele principale sunt adesea multi-roți și multi-suportate, retrăgându-se fie în nacelele alungite ale motoarelor cu turbopropulsoare (pentru aeronave cu o greutate de până la aproximativ 20 de tone), fie în fuselaj. umflături.

Aspectul tipic al fuzelajului este un cockpit în nas, o cabină lungă pentru pasageri.

Abaterea de la această schemă de aspect stabilită poate fi cauzată doar de unele cerințe speciale pentru aeronavă. În alte cazuri, atunci când dezvoltă o aeronavă de pasageri, designerii încearcă să adere la această schemă specială, deoarece este practic optimă. Mai jos este motivul pentru utilizarea acestei scheme.

Utilizarea unui design aerodinamic normal pentru aeronavele de transport se datorează în primul rând avantajelor sale:

Stabilitate longitudinală și direcțională bună. Datorită acestei proprietăți, schema normală depășește cu mult schemele „răță” și „fără coadă”.

Pe de altă parte, această schemă are suficientă controlabilitate pentru o aeronavă nemanevrabilă. Datorită prezenței acestor proprietăți în designul aerodinamic normal, aeronava este ușor de controlat, ceea ce face posibil ca piloții de orice calificare să o opereze. Cu toate acestea, schema normală are următoarele dezavantaje:

Pierderi mari de echilibrare, ceea ce, restul fiind egal, reduce foarte mult calitatea aeronavei.

Producția de masă utilă a designului normal este mai mică, deoarece masa structurii este de obicei mai mare (fie doar pentru că coada „fără coadă” nu are deloc coadă orizontală, în timp ce pentru „rață” creează o forță de ridicare pozitivă, lucrând ca o aripă și, prin urmare, descărcarea aripii, ceea ce face posibilă reducerea suprafeței acesteia din urmă).

Influența teșirii fluxului din spatele aripii asupra cozii orizontale, deși nu la fel de critică ca influența propulsiei antiaeriene a „răței”, cu toate acestea, aceasta trebuie luată în considerare, răspândirea aripii și orizontale. coada in inaltime. De asemenea, ar trebui să țineți cont de faptul că aeronavele realizate conform configurațiilor „canard” și „fără coadă” necesită unghiuri mari de atac în timpul decolării și aterizării, ceea ce face aproape imposibilă din punct de vedere structural utilizarea aripilor înclinate cu raport de aspect mare și mediu, deoarece utilizarea unor astfel de aripi și unghiuri mari de atac se datorează înălțimii foarte mari a șasiului. Din această cauză, modelele canard și fără coadă folosesc doar aripi cu raport de aspect scăzut, care au o formă de plan triunghiulară, gotică, ogivală sau în formă de semilună. Datorită raportului de aspect scăzut, astfel de aripi au o calitate aerodinamică scăzută în condiții de zbor subsonic. Aceste considerații determină fezabilitatea utilizării configurațiilor canard și fără coadă pe aeronavele al căror mod principal de zbor este zborul la viteză supersonică.

Comparând toate avantajele și dezavantajele celor trei modele aerodinamice, ajungem la concluzia că este indicat să folosiți un design aerodinamic clasic pe o aeronavă subsonică de pasageri.

8.2. Locația aripii în raport cu fuzelaj.

Pentru aeronavele de pasageri, alegerea aspectului aripii în raport cu fuzelajul este legată în primul rând de considerente de aspect. Nevoia de volume libere în interiorul fuzelajului nu permite utilizarea unui design de mijloc al aripii, deoarece, pe de o parte, este imposibil să treceți secțiunea centrală a aripii prin fuzelaj și, pe de altă parte, utilizarea unei aripi fără centru. secțiunea, cu consolele conectate la cadrul inelului de putere, este nerentabilă din punct de vedere al greutății.

Spre deosebire de aeronava cu aripa mijlocie, modelele cu aripa înaltă și cu aripa joasă nu interferează cu crearea unui singur compartiment de marfă. Atunci când alegeți dintre ele, se acordă preferință designului cu aripi înalte, deoarece aeronava proiectată va fi utilizată pe aerodromuri de diferite clase, inclusiv pe piste neasfaltate unde nu există rampe de acces. Vă permite să minimizați înălțimea podelei deasupra nivelului solului, ceea ce simplifică și facilitează foarte mult urcarea pasagerilor și încărcarea bagajelor prin ușa de intrare-scara.

Din punct de vedere aerodinamic, o aeronavă cu aripă înaltă este avantajoasă prin faptul că permite obținerea unei distribuții a circulației pe aripă apropiată de eliptică (cu o formă de plan a aripii convențional identică) fără o defecțiune în zona fuzelajului, așa cum în modelele aripii joase și mijlocii. Mai mult, faptul că o aeronavă cu aripă înaltă are rezistență la interferență, deși mai mare decât cea a unei aeronave cu aripă mijlocie, dar mai mică decât cea a unei aeronave cu aripă joasă, face posibilă obținerea aeronavelor de înaltă calitate construite după acest design. Cu o poziție joasă a aripii, trageți (la viteze de la M<0,7) больше, чем при среднем и высоком расположении. Ниже приведены поляры для трёх схем расположения крыла на фюзеляже, из которых видно, что
(la
) în aeronavele cu aripa joasă este mai mare decât în ​​aeronavele cu aripa mijlocie și cu aripa înaltă (Fig. 8.2.1.).

Designul cu aripi înalte are următoarele aspect și dezavantaje de design:

Trenul de aterizare nu poate fi amplasat pe aripă sau (la aeronavele mici) picioarele trenului de aterizare principal sunt voluminoase și grele. În acest caz, trenul de aterizare este de obicei plasat pe fuzelaj, încărcându-l cu forțe mari concentrate.

În timpul unei aterizări de urgență, aripa (mai ales dacă pe ea sunt instalate motoare) tinde să zdrobească fuzelajul și cabina pasagerilor situată în el. Pentru a elimina această problemă, este necesar să se întărească structura fuzelajului în zona aripii și să o facă semnificativ mai grea.

În timpul unei aterizări de urgență pe apă, fuzelajul trece sub suprafața apei, complicând astfel evacuarea de urgență a pasagerilor și a echipajului.

8.3. Diagrama penajului.

Pentru aeronavele de pasageri, există două modele de coadă concurente: normală și în formă de T.

Trezile puternice ale elicei afectează negativ coada orizontală convențională, montată în jos, și pot afecta stabilitatea aeronavei în anumite condiții de zbor. Coada orizontală înaltă crește în mod semnificativ stabilitatea aeronavei, deoarece se extinde dincolo de zona de influență a trezirii. În același timp, crește și eficiența chilei. O chilă convențională de geometrie echivalentă ar avea o suprafață cu 10% mai mare. Deoarece coada orizontală montată înalt are un braț orizontal mai mare din cauza înclinării în spate a chilei, pentru a crea momentul longitudinal necesar este nevoie de o forță asupra mânerului care este jumătate față de o coadă orizontală convențională. În plus, coada în T oferă un nivel mai ridicat de confort pasagerului, deoarece reduce vibrațiile structurale cauzate de trezirea elicei. Greutatea cozilor obișnuite și în formă de T este aproximativ aceeași.

Utilizarea unei cozi T crește costul aeronavei cu mai puțin de 5% datorită costurilor crescute de dezvoltare și de producție. Cu toate acestea, avantajele acestui penaj justifică utilizarea acestuia.

Printre alte avantaje ale cozii în formă de T sunt:

Coada orizontală oferă o „placă de capăt” pentru coada verticală, ceea ce mărește extensia efectivă a aripioarei. Acest lucru face posibilă reducerea zonei cozii verticale și, prin urmare, ușurarea structurii.

Coada orizontală este deviată departe de zona în care structura sa este expusă undelor sonore, ceea ce poate crea un pericol de eșec prin oboseală. Durata de viață a cozii orizontale crește.

8.4. Selectarea numărului de motoare și amplasarea acestora.

Numărul necesar de motoare pentru centrala electrică a unei aeronave depinde de o serie de factori, determinați atât de scopul aeronavei, cât și de parametrii de bază și de caracteristicile de zbor ale acesteia.

Principalele criterii la alegerea numărului de motoare de pe o aeronavă sunt:

Aeronava trebuie să aibă raportul necesar de tracțiune la lansare-greutate;

Aeronava trebuie să aibă suficientă fiabilitate și eficiență;

Impingerea efectivă a centralei trebuie să fie cât mai mare posibil;

Costul relativ al motoarelor ar trebui să fie cât mai mic posibil;

Cu o abordare formală, este posibil să se furnizeze raportul necesar între forța de pornire și greutatea aeronavei proiectate cu orice număr de motoare (în funcție de forța de pornire a unui motor). Prin urmare, atunci când se rezolvă această problemă, este, de asemenea, necesar să se ia în considerare scopul specific al aeronavei și cerințele pentru aspectul și centrala sa electrică. Ajutor în alegerea numărului de motoare poate fi oferit prin studierea aeronavelor dintr-o clasă similară deja utilizate pe companiile aeriene.

Odată cu dezvoltarea aeronavelor de pasageri pentru companiile aeriene locale, designerii au ajuns în cele din urmă la numărul optim de motoare pe aeronavele din această clasă - două motoare. Refuzul de a folosi un motor se explică prin faptul că există mari dificultăți cu aspectul său și, de asemenea, un motor nu satisface siguranța zborului. Utilizarea a trei sau mai multe motoare va face în mod nejustificat designul mai greu și mai complex, ceea ce va duce la o creștere a costului aeronavei în ansamblu și o scădere a pregătirii sale pentru luptă.

La alegerea locației pentru instalarea motoarelor au fost luate în considerare mai multe opțiuni pentru amplasarea acestora. În urma analizei, s-a făcut alegerea asupra schemei de montare a motoarelor sub aripă. Avantajele acestei scheme sunt:

Aripa este descărcată în zbor de către motoare, ceea ce face posibilă reducerea greutății sale cu 10... 15%

Odată cu acest design al sistemului de control, viteza critică de flutter crește - motoarele acționează ca echilibrare anti-flutter, deplasând înainte CM-ul secțiunilor aripilor.

Este posibil să izolați în mod fiabil aripa de motoare folosind bariere de incendiu.

Suflarea mecanizării aripii cu un jet de la elice crește eficiența acesteia.

Dezavantajele schemei includ:

Momente mari de viraj când un motor se defectează în zbor. - Motoarele situate departe de sol sunt mai greu de intretinut.

Astăzi, două tipuri de motoare sunt utilizate pe aeronavele subsonice nemanevrabile - motoare de teatru și motoare cu turboventilator. Viteza de croazieră este de o importanță decisivă atunci când alegeți un tip de motor. Este avantajos să se utilizeze motoare de teatru la viteze de zbor corespunzătoare lui M = 0,45...0,7 (Fig. 8.4.2.). În acest interval de turații, este mult mai economic decât un motor turboventilator (consumul specific de combustibil este de 1,5 ori mai mic). Utilizarea unui motor turbopropulsor la turații corespunzătoare lui M = 0,7...0,9 este neprofitabilă, deoarece are o putere specifică insuficientă și un nivel crescut de zgomot și vibrații pe aeronavă.

Luând în considerare toate faptele de mai sus și pe baza datelor inițiale pentru aeronava proiectată, alegem sistemul de control în favoarea teatrului.

8.5. Rezultatele analizei.

Analiza de mai sus arată că două scheme principale sunt aplicabile pentru aeronavele de pasageri pe distanțe scurte (Fig. 8.5.1.).

Schema 1: Aeronavă cu aripi joase cu motor principal montat jos, motoare în aripă și tren de aterizare situat în nacelele motorului.

Schema 2: Aeronavă cu aripă înaltă cu coada în formă de T, motoare sub aripă și tren de aterizare situat în nacelele de pe fuselaj.

Din punct de vedere al operațiunii, aerodinamicii și economiei, cea de-a doua schemă este cea mai profitabilă pentru acest tip de aeronave (Tabelul 8.5.1.).

Tabelul 8.5.1.

	Opțiuni
	După locația motoarelor.	Când motorul este amplasat pe aripă, palele elicei sunt aproape de suprafața solului, ceea ce nu permite funcționarea pe piste neasfaltate.	Amplasarea motorului sub aripă asigură distanța necesară a palelor elicei față de sol.
	După locația motoarelor.	Pentru a întreține motorul trebuie să urcați pe aripă.	Pentru a întreține motorul, trebuie să utilizați o scară.
	În funcție de locația șasiului.	Datorită înălțimii mari, loncherul trenului de aterizare principal are o masă mare.	Înălțimea inferioară a trenului de aterizare principal vă permite să reduceți greutatea acestuia.
	În funcție de locația podelei.	Etajul înalt face dificilă îmbarcarea și debarcarea pasagerilor fără utilizarea rampelor de acces.	Podeaua joasă și ușa pasarelei facilitează îmbarcarea și încărcarea bagajelor de mână pasagerilor.
	După tipul de penaj.	Dimensiunile generale ale cozii fac dificilă plasarea aeronavei în hangare, dar GO montat jos este mai ușor de întreținut.	Datorita dimensiunilor mai mici ale VO, nu pune probleme cu plasarea in hangare, dar stabilizatorul in forma de T este mai greu de intretinut.

8.6. Statisticile aeronavelor create anterior din această clasă.

Coada aeronavei 1. Scopul și compoziția cozii. Cerințe pentru penaj. 2. Forma și locația penajului. 3. Sarcini care actioneaza asupra cozii. 4. Proiectarea empenajului.

Scopul penajului. Coada unei aeronave reprezintă suprafețele de sprijin ale aeronavei, concepute pentru a asigura echilibrarea longitudinală (față de axa OZ) și direcțională (față de axa OY), stabilitatea și controlabilitatea aeronavei. Echilibrarea unei aeronave este echilibrarea momentelor tuturor forțelor care acționează asupra aeronavei în raport cu centrul său de greutate. Stabilitatea este capacitatea unei aeronave de a reveni la un anumit mod de zbor după încetarea forțelor care au făcut ca aeronava să devieze de la acest mod. Controlabilitatea unei aeronave este capacitatea sa de a răspunde la deviațiile cârmei cu mișcări adecvate în spațiu sau, așa cum spun de obicei piloții, „urmați mânerul”.

Scopul și compoziția penajului. Un avion cu un design normal (clasic) și un design canard are cozi orizontale și verticale. Coada orizontală este proiectată pentru a asigura echilibrarea longitudinală (față de axa OZ), stabilitatea și controlabilitatea aeronavei. Coada verticală este proiectată pentru a oferi echilibrarea, stabilitatea și controlabilitatea aeronavei (față de axa OY). Masa relativă a cozii m op. / m cr. = 0,015,0,025

Coada orizontală 8 – furcă, 7 – creasta chilei. Pentru aeronavele subsonice, GO constă de obicei dintr-un stabilizator fix sau mobil limitat și un ascensor mobil.La aeronavele cu viteze de zbor supersonice, din cauza eficienței insuficiente a RV, atunci când zboară la viteză supersonică, un VO all-moving (CPGO) fără RV este folosit.

La aeronavele grele, rotirea stabilizatorului echilibrează de obicei aeronava și elimină forțele din pârghiile de control, iar aripa rotativă este folosită pentru a controla mișcarea longitudinală.

Motivul trecerii la o coadă orizontală care se mișcă complet Când viteza sunetului în zbor este depășită, stabilitatea statică crește și, în consecință, controlabilitatea aeronavei se deteriorează din cauza deplasării focalizării spre spate. Este posibil să se contracareze acest fenomen și să se asigure o manevrabilitate ridicată a aeronavelor supersonice prin creșterea eficienței comenzilor acestora față de axa Z. Cu toate acestea, atunci când zboară cu viteză supersonică (M> 1), eficiența propulsorului scade, deoarece datorită unda de șoc la vârful cârmei (Fig. 5 2, b) modificările de presiune atunci când cârma este deviată nu se aplică tuturor GO, așa cum este cazul când zboară cu viteză subsonică (vezi Fig. 5. 2, a). ). Trecerea la CPGO vă permite să creșteți dramatic eficiența GO, în special la viteze supersonice.

Un stabilizator controlat diferențial, o coadă orizontală care se mișcă complet, poate fi utilizat pentru controlul lateral al aeronavei, adică consolele sale sunt deviate împreună în timpul controlului longitudinal și diferențial în timpul controlului ruliului.

PGO La avioanele construite în conformitate cu configurația „canard” sau triplan, un PGO este utilizat pentru control în raport cu axa oz, constând dintr-un destabilizator și o parte în mișcare - un ascensor sau un PGO în mișcare.

Coada verticală Coada verticală este proiectată pentru a asigura calea (față de axa OY) echilibrare, stabilitate și controlabilitatea aeronavei. De obicei este format dintr-o chilă fixă ​​și o cârmă mobilă. La aeronavele care zboară la viteze supersonice mari și la altitudini mari, se folosește o coadă verticală care se mișcă complet.

Coada verticală Datorită eficienței reduse a vehiculului de lansare în timpul zborului supersonic, se folosește un transportator aerian complet în mișcare. Pentru a crește eficiența apărării antiaeriene, sunt utilizate aripioare ventrale 7, care angajează fuselajul în zona de apărare antiaeriană, ceea ce reduce impactul umbririi apărării antiaeriene de către aripă și fuselaj la unghiuri mari de atac asupra stabilității direcționale. Crește eficacitatea VO și forkil 8.

Coadă verticală cu aripioare duble Pentru a asigura gradul necesar de stabilitate direcțională și controlabilitatea unei aeronave supersonice, este utilizată o coadă verticală cu aripioare duble.

Pentru a asigura gradul necesar de stabilitate direcțională și controlabilitatea unei aeronave subsonice, reduceți influența cozii verticale asupra caracteristicilor de stabilitate laterală, reduceți cuplul fuselajului și reduceți greutatea empenajului, sunt utilizate modele cu două și trei aripioare. . Când VO este situat la capetele stabilizatorului, eficiența GO crește (VO funcționează ca șaibe de capăt).

VO pe aripa navei Beech 2000 Starship I Pentru aeronavele fără GO sau cele proiectate într-o configurație canard, FO poate fi instalat pe aripă, ceea ce reduce umbrirea empenajului de către aripă și fuselaj chiar și la unghiuri de atac foarte mari.

Coada în formă de V Coada în formă de V este suprafețe aerodinamice instalate la un unghi de 45 -60 de grade. Spre planul de simetrie al aeronavei. Un astfel de penaj îndeplinește simultan funcțiile GO și VO.

EFICACITATEA CONTROLULUI EFICACIA EFICACITATEA CONTROLULUI EFECTE capacitatea comenzilor de a crea, atunci când sunt deviate, un cuplu de control în raport cu axa de coordonate corespunzătoare. E. o. u. sunt egale cu incrementele coeficienților de moment când comenzile sunt complet deviate din poziția lor neutră La zxy - respectiv, max. incremente de coeficient momente de înclinare, rostogolire și rotire. Adesea E. o. u. caracterizat prin coeficienți de eficiență ai controalelor egali cu derivata parțială a coeficientului. moment al unui organ dat în funcție de unghiul de deviere a acestuia dm zxy / d delta c. e. n. E. o. y și coeficienții sunt unul dintre principalii parametri care determină caracteristicile de controlabilitate ale unei aeronave

Eficiența empenajului Eficiența empenajului (pe lângă viteza și altitudinea zborului) depinde și de suprafața empenajului, forma exterioară a acestuia, locația pe aeronavă, rigiditatea empenajului în sine și piesele pe care trebuie să le facă. la care este atașat. Dispunerea parametrilor de putere și de proiectare a aeronavei trebuie să asigure eficiența sa suficientă în toate modurile de zbor, inclusiv decolare și aterizare.

Cerințe pentru penaj. Asigurarea caracteristicilor necesare de stabilitate si controlabilitate a aeronavei in toate modurile de zbor, Greutatea minima a cozii, pierderea cat mai mica posibila a calitatii aerodinamice pentru echilibrarea aeronavei, Evitarea vibratiilor periculoase ale cozii precum flutter sau batere.

Forma și aranjarea penajului. În zona de trezire, în special în spatele aripii, există pante mari de curgere și viteze de curgere semnificativ mai mici, ceea ce reduce eficiența cozii într-o astfel de zonă. GO este purtat în sus sau în jos, fie înainte - schema „rață”, fie folosind schema „aripă zburătoare” sau „fără coadă” fără nici un GO.

Coada în formă de T Cu această schemă, brațul L-lea de la CM a aeronavei la CG CG crește, ceea ce face posibilă reducerea Sth-ului și a masei sale mth. GO este similar cu șaiba finală pentru VO, mărind alungirea efectivă a acestuia.

GO în fața aripii Saab SK 37 E Viggen Schema vă permite să câștigați prin reducerea aripii și a masei acesteia, deoarece la echilibrarea Y cr. se adună la Y th. Dezavantaje: umbrirea aripilor; mare nevoie Sua pe Vzl. Poz. moduri (cu mecanizarea aripii extinsă); pierderi mari de echilibrare (datorită efectului de pârghie mai mic L th.

Schema triplane Pentru a compensa deficiențele frontului GO, pe Vzl. Poz. moduri, se folosește o schemă triplană. Coada GO vă permite să creați momentele de tanare necesare la decolare. Poz. moduri, operând momentele de scufundare din mecanizarea aripii. Frontul GO este făcut să „plutească” la viteze subsonice și controlabil la viteze supersonice.

Pentru a preveni GO să umbrească VO, acesta este plasat în spatele VO. Un AO distanțat este de preferat unui singur AO: nu este umbrit de fuzelaj la unghiuri mari de atac; cuplul este mai mic decât pe un VO; stabilitatea laterală a aeronavei este îmbunătățită.

FO distanțat Locația FO la capetele GO mărește alungirea efectivă a GO. Eficiența unui VO distanțat atunci când este suflat de un jet de la elicele motorului crește. Un VO distanțat nu interferează cu vizibilitatea și tragerea în emisfera posterioară.

Sarcini care acționează asupra cozii Prin natura muncii sale, coada este aceeași suprafață portantă ca și aripa. Coada în zbor este supusă unor sarcini aerodinamice și ale forțelor de masă. Sarcinile de la forțele de masă sunt relativ mici și sunt neglijate la calcularea rezistenței. Sarcinile de la forțele aerodinamice sunt împărțite în echilibrare și manevrare.

Echilibrarea sarcinilor Sarcinile de echilibrare necesare pentru echilibrarea aeronavei într-un mod de zbor dat sunt determinate pentru coada orizontală din condiția de egalitate a momentelor în jurul axei transversale OZ. În zbor orizontal, rezultanta forțelor este GO Reur. merge. , aplicat la centrul de presiune al cozii, ar trebui să creeze un moment relativ la centrul de greutate al aeronavei, egal ca mărime și opus momentului aripii. Când se calculează GO pentru putere, este selectat cel mai mare Reur. merge. , determinat pentru toate cazurile de proiectare ale aripii. Reur. merge. poate fi determinat din.