Svansen är vingarna som är placerade baktill på flygplanet. De ser ut som relativt små "vingar", som traditionellt installeras i horisontella och vertikala plan och kallas "stabilisatorer".

Det är enligt denna parameter som svansenheten först och främst är uppdelad i horisontell respektive vertikal med planen där den är installerad. Den klassiska designen är en vertikal och två horisontella stabilisatorer, som är direkt anslutna till den bakre flygkroppen. Detta är det system som används mest på civila flygplan. Det finns dock andra system - till exempel T-formad, som används på Tu-154.

I detta arrangemang är den horisontella svansen fäst vid toppen av den vertikala svansen, och sett från flygplanets fram- eller baksida liknar den bokstaven "T", från vilken den har fått sitt namn. Det finns också ett schema med två vertikala stabilisatorer, som är placerade i ändarna av den horisontella svansen. Ett exempel på ett flygplan med denna typ av svans är An-225. De flesta moderna jaktplan har också två vertikala stabilisatorer, men de är installerade på flygkroppen, eftersom de har en flygkroppsform som är något mer "tillplattad" horisontellt jämfört med civila flygplan och fraktflygplan.

Tja, i allmänhet finns det dussintals olika svanskonfigurationer och var och en har sina egna fördelar och nackdelar, som kommer att diskuteras nedan. Det är inte alltid installerat baktill på flygplanet, utan detta gäller endast horisontella stabilisatorer.

Svansen på Tu-154-flygplanet

Svansen på An-225-flygplanet

Funktionsprincipen för svansenheten. Huvud funktioner.

Och nu om svansens funktioner, varför är det nödvändigt? Eftersom det också kallas stabilisatorer kan vi anta att de stabiliserar något. Det stämmer, det är sant. Svansen är nödvändig för att stabilisera och balansera flygplanet i luften, och även för att styra flygplanet längs två axlar - gir (vänster-höger) och pitch (upp-ned).

Vertikal svansenhet.

Den vertikala svansens funktioner är att stabilisera flygplanet. Utöver de två axlarna som listas ovan finns det också en tredje - roll (rotation runt flygplanets längdaxel), och så, i avsaknad av en vertikal stabilisator, får rullningen flygplanet att svaja i förhållande till den vertikala axeln Dessutom är svajningen mycket allvarlig och helt okontrollerbar. Den andra funktionen är styrning av giraxeln.

En böjbar profil är fäst vid bakkanten av den vertikala stabilisatorn, som styrs från sittbrunnen. Dessa är de två huvudfunktionerna hos den vertikala svansenheten. Antalet, positionen och formen på de vertikala stabilisatorerna är absolut oviktiga - de utför alltid dessa två funktioner.

Typer av vertikala svansenheter.

Horisontell svansenhet.

Nu om den horisontella svansenheten. Den har också två huvudfunktioner, den första kan beskrivas som balansering. För att förstå vad som är vad kan du göra ett enkelt experiment. Det är nödvändigt att ta ett långt föremål, till exempel en linjal, och placera det på ett utsträckt finger så att det inte faller eller böjer sig varken bakåt eller framåt, d.v.s. hitta sin tyngdpunkt. Så nu har linjalen (flygkroppen) en vinge (finger), det verkar inte svårt att balansera den. Nåväl, nu måste du föreställa dig att massor av bränsle pumpas in i tåget, hundratals passagerare går ombord och en enorm mängd last lastas.

Naturligtvis är det helt enkelt omöjligt att ladda allt detta perfekt i förhållande till tyngdpunkten, men det finns en väg ut. Det är nödvändigt att använda fingret på den andra handen och placera det ovanpå den villkorligt bakre delen av linjalen och sedan flytta det "främre" fingret bakåt. Resultatet är en relativt stabil struktur. Du kan också göra det annorlunda: placera det "bakre" fingret under linjalen och flytta det "främre" fingret framåt, mot bågen. Båda dessa exempel visar funktionsprincipen för en horisontell svans.

Den första typen är vanligare, när horisontella stabilisatorer skapar en kraft som är motsatt vingarnas lyftkraft. Tja, deras andra funktion är kontroll längs pitchaxeln. Här är allt detsamma som med den vertikala svansen. Det finns en böjbar bakkantsprofil, som styrs från sittbrunnen och ökar eller minskar kraften som den horisontella stabilisatorn skapar på grund av sin aerodynamiska profil. Här bör en reservation tas angående den böjbara bakkanten, eftersom vissa flygplan, speciellt stridsflygplan, har helt böjbara plan, och inte bara delar av dem, detta gäller även den vertikala svansen, men funktionsprincipen och funktioner förändras inte. .

Typer av horisontella svansenheter.

Och nu om varför designers går bort från det klassiska systemet. Nu finns det ett stort antal flygplan och deras syfte, tillsammans med deras egenskaper, är väldigt olika. Och här är det faktiskt nödvändigt att analysera en specifik flygplansklass och till och med ett specifikt flygplan separat, men för att förstå de grundläggande principerna räcker några exempel.

Den första - den redan nämnda An-225, har en dubbel vertikal svans av den anledningen att den kan bära en så skrymmande sak som Buran-skytteln, som under flygning aerodynamiskt skulle skymma den enda vertikala stabilisatorn i mitten, och dess effektivitet var skulle vara extremt låg. Den T-formade svansen på Tu-154 har också sina fördelar. Eftersom den är placerad även bakom den bakre punkten av flygkroppen, på grund av svepet av den vertikala stabilisatorn, är kraftarmen där den största (här kan du återigen ta till en linjal och två fingrar med olika händer; ju närmare det bakre fingret är framtill, desto större kraft krävs på den), därför kan den göras mindre och inte lika kraftfull som med det klassiska schemat. Men nu överförs alla belastningar som riktas längs stigningsaxeln inte till flygkroppen utan till den vertikala stabilisatorn, varför den måste förstärkas allvarligt och därför tyngre.

Dessutom måste du också dra i rörledningarna i det hydrauliska styrsystemet, vilket ger ännu mer vikt. Och i allmänhet är denna design mer komplex och därför mindre säker. När det gäller jaktplan, varför de använder helt böjbara plan och dubbla vertikala stabilisatorer, är det främsta skälet för att öka effektiviteten. När allt kommer omkring är det klart att en fighter inte kan ha överdriven manövrerbarhet.

Stjärten består av lastbärande ytor utformade för att säkerställa längsgående och riktningsstabilitet och styrbarhet för flygplanet. Den består vanligtvis av horisontella och vertikala svansar (Fig. 3.1). Den horisontella svansen (HT) tjänar till flygplanets längsgående stabilitet och styrbarhet, den vertikala svansen (VT) - för flygplanets riktningsstabilitet och styrbarhet.

Den horisontella svansen består av en stabilisator och en hiss (ER). Stabilisatorn är vanligtvis en stationär del av GO tillsammans med husbilen, den säkerställer den longitudinella stabiliteten för flygplanet under flygning. Hissen är en rörlig del av den horisontella bakdelen, utformad för att styra flygplanet i förhållande till den tvärgående axeln. Den vertikala svansen består av en fena och ett roder (RN). Fenan, den stationära delen av flygplanet, tillsammans med bärraketen, säkerställer flygplanets riktnings- och sidostabilitet under flygning. Rodret är en rörlig del av den vertikala svansen, utformad för att styra flygplanet i förhållande till den vertikala axeln.

Empennagemönstren skiljer sig huvudsakligen beroende på den relativa positionen för GO och VO och deras placering i förhållande till flygkroppen. I det traditionella schemat är GO och VO monterade på den bakre delen av flygkroppen. Denna svansdesign är mest fördelaktig när det gäller vikt och vibrationsmotstånd, men är inte alltid acceptabel. Således, när vingen är placerad upptill eller motorerna är placerade på baksidan av flygkroppen, används en T-formad svans. I detta schema är GO fäst vid fenan för att ta bort den från det avfasade flödet bakom vingen och strålen av motorgaser. På vissa flygplan används för detta ändamål, istället för en T-formad svans, en V-formad svans.

Fig.3.1. Flygplansstjärt och skevroder:

1, 5 - skevroder; 2 - skevtrimmer; 3, 4 - skevroderservokompensatorer;

6, 12 - hissar; 7, 11 - histrimmers; 8 - roder;

9, 10 - trimmer och fjäderservokompensator för rodret

Ganska ofta installeras kölar i ändarna av stabilisatorn. En sådan åtskild FO ökar effektiviteten och minskar den induktiva reaktansen hos GO, eftersom lamellerna i detta fall fungerar som ändbrickor. En åtskild bäryta är särskilt fördelaktig för flygplan med turbopropmotorer, eftersom luftstrålarna från propellrarna ökar bärytans effektivitet vid låga flyghastigheter. Dessutom är tryckcentrumet för en åtskild bäryta lägre än den för en konventionell bäryta, och därför är flygkroppens vridmoment lägre. Nackdelarna med den T-formade svansen och svansen med en åtskild vinge är behovet av att stärka kölen och stabilisatorn, och därför öka vikten på svansen, samt behovet av att komplicera roderkontrollledningarna.

På flygplan av canardtyp är GO placerad framför vingen. Denna design försämrar sikten från cockpit, men ger högre lastbärande egenskaper jämfört med konventionella flygplan, eftersom den balanserande aerodynamiska kraften på HO är riktad uppåt snarare än nedåt.

Svanslösa flygplan får inte ha horisontella bakytor. I detta schema säkerställs längsgående stabilitet genom att använda

S-formad profil och motsvarande vingplaner. Hissfunktionerna utförs av elevons, som fungerar som skevroder och hiss. Avslag på GO i den "svanslösa" designen gör det möjligt att minska luftmotståndet och vikten på flygplanet. Nackdelen med schemat är minskningen av vingens belastningskapacitet på grund av behovet av att använda en S-formad profil och elevoner, som böjs uppåt under den longitudinella balanseringen av flygplanet.

De geometriska egenskaperna hos svansen - profilform, planform, tvärgående V-vinkel - liknar vingens egenskaper. Dessutom kännetecknas svansen av de relativa områdena för horisontella och vertikala stjärtar, hiss och roder.

Stjärten har vanligtvis symmetriska profiler, vilket gör det möjligt att bibehålla samma karaktär av aerodynamiska belastningar när rodren böjs åt olika håll och ger mindre motstånd. För en stabilisator används ibland en asymmetrisk profil, installerad i en inverterad position (omvänd krökning). En sådan profil skapar, vid en anfallsvinkel noll, en aerodynamisk kraft riktad nedåt och balanserar vingens lyftkraftsögonblick med minimalt balanserande motstånd från flygplanet.

Stjärtprofilerna är valda så att flödesstopp och stötvågor uppstår på svansen senare än på vingen. Detta säkerställer att flygplanet förblir stabilt och kontrollerbart i alla flyglägen. För samma ändamål ges fjäderdräkten ett svep 5 - 10° mer än vingsvepet.

De relativa områdena för de horisontella och vertikala svansarna S GO och S VO uttrycks genom förhållandet mellan GO:s och VO:s ytor och vingarean:

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

Den relativa arean av hissen S B uttrycks av förhållandet mellan området för bärraketen S B av området för huvudfordonet, och den relativa arean av rodret SH med förhållandet mellan arean av raketgeväret till området för luftförsvaret:

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

Belastningarna som verkar på svansen under flygning liknar till sin natur de belastningar som verkar på vingen. Masslaster från konstruktionen av GO och VO är små och tas vanligtvis inte med i beräkningarna. Beräkningar för styrka och styvhet utförs för balansering och manövrering av laster, samt laster vid flygning i grov luft.

Den balanserande aerodynamiska kraften på den horisontella bakdelen Y av GO balanserar det moment som skapas av lyftkraften från vingen Y i förhållande till flygplanet CM:

Y GO L GO =Ya, där L GO är armen på den horisontella svansen, d.v.s. längden av projektionen på flygplanets längdaxel av segmentet som förbinder en given punkt på vingens MAR (vanligtvis i området för flygplanets inriktning) med en punkt som ligger på 1/4 av MAR på den horisontella fjäderdräkten.

Manövreringsbelastningar uppstår när ratten är kraftigt avböjd och beror på graden av dess avböjning. När du flyger i hård luft utsätts GO för belastningar från vindbyar. Dessa belastningar är proportionella mot flödeshastigheten under en vindby och dammens område.

På flygplanet uppstår en balanserande belastning när flygplanet glider. Den når stora värden när en motor går sönder, belägen på avstånd från flygplanets längdaxel.

När rodren avböjs belastas stabilisatorn och fenan ytterligare av koncentrerade krafter från rodren genom upphängningsenheterna. Riktningen av dessa krafter beror på rodrens avböjningsriktning.

Belastningar på svansen, såväl som på vingen, bestäms för ett antal designfall.

Styrytorna, förutom RV och LV, inkluderar skevroder - rörliga delar av vingen, avböjda samtidigt i motsatta riktningar (upp och ner), utformade för att styra flygplanet i förhållande till dess längsgående axel.

Stabilitet förstås som ett flygplans förmåga att självständigt, utan medverkan av en pilot, upprätthålla ett givet rörelsetillstånd och återgå till det ursprungliga flygläget efter en ofrivillig avvikelse orsakad av yttre störningar.

Ett flygplans styrbarhet förstås som dess förmåga att ändra flygläge när kontrollytorna avviker. Stabilitet och kontrollerbarhet är bland de viktigaste egenskaperna hos ett flygplan, flygsäkerhet, enkelhet och precision i piloteringen beror på dem.

Med hjälp av roder och skevroder balanseras flygplanet, det vill säga de krafter och moment som verkar på det balanseras. Balansering uppnås genom att styrytorna avböjs till en viss, så kallad balanseringsvinkel.

Under normala flygförhållanden balanserar piloten (autopiloten) periodiskt flygplanet med hissen på grund av förändringar i inriktningen orsakad av bränsleutmattning eller rörelser av passagerare och last. Vid motorbortfall, ojämn bränsleproduktion från vänster och höger halva av vingen, och i vissa andra fall, balansering av flygplanet uppnås genom att styra rodret och skevroder.

Det är önskvärt att ha balanseringsläget för styrytorna nära deras neutrala läge. Annars ökar flygplanets motstånd avsevärt. Således kan balanseringsförluster från hissavböjning minska flygplanets flygräckvidd med mer än 10 %.

Således utför roderen och skevrorna två funktioner: de säkerställer balansen mellan krafter och moment som verkar på flygplanet under flygning i stationärt tillstånd och tjänar till kontroll, d.v.s. avsiktlig störning av denna balans för att ändra flygläge och bana.

På helikoptrar utförs svansens funktioner av huvud- och svansrotorerna, men svansar av flygplanstyp används ofta som hjälpanordningar.

En koaxialhelikopter med två rotorer är utrustad med köl och roder, vilket förbättrar helikopterns riktningsstabilitet och styrbarhet; Bärraketen ökar dessutom riktningsstyrbarheten i det självroterande rotorläget.

På enrotorhelikoptrar spelas kölens roll av ändbalken, vars sektioner ges formen av en asymmetrisk profil. En sådan kölbalk ökar helikopterns riktningsstabilitet och avlastar stjärtrotorn vid horisontell flygning. Rodret används inte på enrotors helikoptrar, eftersom tillräcklig riktningskontroll uppnås genom stjärtrotorn.

Den horisontella svansen består vanligtvis av en kontrollerad stabilisator utformad för att öka helikopterns längsgående stabilitet. Stabilisatorer kan tillhandahållas på helikoptrar av olika utformningar. Stabilisatorn styrs genom huvudrotorns styrsystem. Vissa helikoptrar har okontrollerbara stabilisatorer.

Utformningen av svansen av helikoptrar liknar designen av svansen på flygplan. Eftersom helikoptrar har relativt låga flyghastigheter kan stjärtskyddet göras av duk.

0

Utformningen av svansens huvuddelar - stabilisatorn och fenan - är vanligtvis liknande. Hissarna och roderen är också identiska i design. På stora flygplan är stabilisatorer vanligtvis avtagbara. Flätan kan tillverkas integrerat med flygkroppen eller som en separat del. Svansstrukturen hos moderna flygplan är vanligtvis gjord av metall. Mantlingen av kölen och stabilisatorn är vanligtvis stel (duraluminium). Rodren på flygplan vid låga subsoniska hastigheter är täckta med tyg, vilket minskar deras vikt och förenklar designen. På höghastighetsflygplan är rodren, liksom ramen, av metall.

Köl och stabilisator. På små flygplan är fenan och stabilisatorn oftast gjorda av tvåspat. På tunga flygplan är fenan och stabilisatorn vanligtvis av monoblockdesign med fungerande hud (fig. 59).

Huvudelementen i hållfasthetsuppsättningen (sparrar, väggar, stringers, ribbor) är strukturellt utformade på samma sätt som vingens och utför samma funktioner, d.v.s. böjning uppfattas av ringbälten, stringers och delvis av huden; sidokraften uppfattas av sidoelementens väggar; torsion - sluten slinga; mantel - väggar av sidobalkar. Stabilisatorn och fenan är fästa på flygkroppen med hjälp av enheter på balkarna och ramarna. För montering (upphängning) av roderen har stabilisatorn och kölen speciella fästen med universal- och enaxliga gångjärn. I fig. Figur 60 visar en typisk rattupphängningsenhet.

Roder och skevroder (rullroder).

Roder och skevroder är som regel enkelsparade med en uppsättning stringers och revben.

För att öka styvheten hos den främre delen av ratten installeras ibland en vägg (extra sparring).

I modern flygplanskonstruktion används tre karakteristiska typer av roder för flygplan med olika flyghastighet: ett roder med en rörformad spol, ett roder med en stel nos och ett roder med en styv hud för höghastighetsflygplan. I vilken typ av roder som helst, samlar en uppsättning ribbor luftbelastningen från rodrets yta och överför den till spar- och torsionskonturen, såväl som till den stela bakkanten.

I den första designen överför ribborna hela belastningen som de samlar endast till rundan, och eftersom den är rörformig kan den framgångsrikt fungera både i böjning och vridning.

I det andra schemat överförs krafter från ribborna till väggen på balkbalken, laddar den med tvärgående böjning, och momentet från ribborna överförs till konturen som bildas av balkens vägg med en styv tå. Denna krets fungerar för torsion. I detta schema är funktionerna fördelade på följande sätt: tvärgående böjning uppfattas av balkspetsen och torsion uppfattas av krafttåns ​​kontur.

I det tredje schemat (fig. 61) finns en liknande fördelning av funktioner, men vridmomentet överförs här till hela hudens kontur, och inte bara till tån.

I enlighet med ett eller annat kraftöverföringsschema görs kraftanslutningar mellan styrelementen. För roderen i det första schemat är ribborna endast anslutna till sparren med nitar längs dess omkrets.

Rodren i det andra och tredje schemat har ribbor anslutna till sidoelementens väggar och torsionskonturen. Denna anslutning tillhandahålls av nitar, bultar och ibland lim.

För att bättre kunna använda huden för att absorbera böjmomentet och bevara profilformen används styr med skum eller bikakefyllmedel. De har hög styvhet med låg vikt.

Trimmers(Fig. 62) är en extra styryta monterad på baksidan av huvudratten. Med hjälp av trimmers balanseras flygplanet i förhållande till alla sina axlar när inriktning och flygläge ändras. Trimmeravböjningen utförs oberoende av roderavböjningen, vanligtvis med hjälp av speciella irreversibla självbromsande elektriska mekanismer, aktiverade vid rätt tidpunkt av piloten med en tvåvägstryckknapp. Hissens trim styrs vanligtvis med hjälp av en mekanisk anordning av kabeltyp. Kärnan i trimmerns funktion kan förklaras med följande exempel. När en av flygplanets motorer går sönder uppstår ett vridmoment, mot vilket motverkan kan skapas genom att avleda rodret. Att flyga ett flygplan länge med rodret lutat är tröttsamt för piloten. Genom att styra trimmern i motsatt riktning mot roderavböjningen kan belastningen som överförs till pilotens ben reduceras till en liten mängd. Det kompenserande momentet från trimmern, som motverkar gångjärnsmomentet, uppstår på grund av den stora armen av kraften som appliceras på trimmern, även om kraften i sig är liten. Storleken på gångjärnsmomentet kan skrivas i följande form.

8.1. Motivering av flygplanets aerodynamiska design.

Ett modernt flygplan är ett komplext tekniskt system, vars delar, var och en för sig och tillsammans, måste ha maximal tillförlitlighet. Flygplanet som helhet måste uppfylla de specificerade kraven och vara högeffektivt på lämplig teknisk nivå.

Vid utveckling av projekt för den nya generationens flygplan som kommer att tas i bruk i början av 2000-talet läggs stor vikt vid att uppnå hög teknisk och ekonomisk effektivitet. Dessa flygplan ska inte bara ha goda prestanda vid tidpunkten för ibruktagandet, utan även ha potential att modifieras för att systematiskt förbättra effektiviteten under hela produktionsperioden. Detta är nödvändigt för att säkerställa genomförandet av nya krav och prestationer av tekniska framsteg med minimala kostnader.

När man överväger designen av ett passagerarflygplan för lokala flygbolag, är det tillrådligt att studera alla tidigare skapade flygplan i denna klass.

Utvecklingen av passagerarflyget började aktivt efter andra världskriget. Sedan dess har designen av flygplan av denna klass, som gradvis genomgår förändringar, kommit till den mest optimala för idag. I de flesta fall är detta ett flygplan tillverkat enligt en normal aerodynamisk konfiguration, ett monoplan. Motorer är vanligtvis placerade under vingen (TVD), under vingen på pyloner eller på vingen (TRJ). Svansen är gjord snarare i en T-form, ibland i en normal. Flygkroppssektionen består av cirkelbågar. Landningsstället är tillverkat enligt schemat med ett noshjul, huvudstagen är ofta flerhjuliga och flerstödda, dras in antingen i de långsträckta motorgondolerna på turbopropmotorer (för flygplan som väger upp till cirka 20 ton) eller i flygkroppen utbuktningar.

Den typiska flygplanslayouten är en sittbrunn i näsan, en lång passagerarhytt.

Avvikelse från detta etablerade layoutschema kan endast orsakas av vissa speciella krav på flygplanet. I andra fall, när de utvecklar ett passagerarflygplan, försöker designers att följa detta speciella schema, eftersom det är praktiskt taget optimalt. Nedan finns skälen till att använda detta schema.

Användningen av en normal aerodynamisk design för transportflygplan beror främst på dess fördelar:

Bra längs- och riktningsstabilitet. Tack vare denna egenskap överträffar det normala schemat avsevärt de "anka" och "svanslösa" scheman.

Å andra sidan har detta system tillräcklig styrbarhet för ett icke-manövrerbart flygplan. På grund av förekomsten av dessa egenskaper i den normala aerodynamiska designen är flygplanet lätt att kontrollera, vilket gör det möjligt för piloter av alla kvalifikationer att använda det. Det normala schemat har dock följande nackdelar:

Stora balanseringsförluster, vilket, allt annat lika, kraftigt försämrar flygplanets kvalitet.

Den användbara massutmatningen för den normala konstruktionen är lägre, eftersom strukturens massa vanligtvis är större (om så bara för att den "svanslösa" svansen inte har någon horisontell svans alls, medan den för "ankan" skapar en positiv lyftkraft som arbetar som en vinge och därför lossar vingen, vilket gör det möjligt att minska den senares yta).

Påverkan av avfasningen av flödet bakom vingen på den horisontella svansen, även om den inte är lika kritisk som påverkan av "ankans" luftvärnsframdrivning, måste detta ändå tas i beaktande genom att sprida vingen och horisontellt svans på höjden. Du bör också ta hänsyn till det faktum att flygplan tillverkade enligt "canard" och "svanslösa" konfigurationer kräver stora anfallsvinklar under start och landning, vilket gör det strukturellt nästan omöjligt att använda svepande vingar med stora och medelstora bildförhållande, eftersom användningen av sådana vingar och stora vinklar attack beror på den mycket höga höjden på chassit. På grund av detta använder de canard- och svanslösa designerna endast vingar med lågt bildförhållande som har en triangulär, gotisk, ogival eller halvmåneformad planform. På grund av det låga bildförhållandet har sådana vingar låg aerodynamisk kvalitet under subsoniska flygförhållanden. Dessa överväganden avgör genomförbarheten av att använda canard och tailless konfigurationer på flygplan vars huvudsakliga flygläge är flygning i överljudshastighet.

Genom att jämföra alla fördelar och nackdelar med de tre aerodynamiska designerna kommer vi till slutsatsen att det är tillrådligt att använda en klassisk aerodynamisk design på ett subsoniskt passagerarflygplan.

8.2. Vingens placering i förhållande till flygkroppen.

För passagerarflygplan är valet av vinglayout i förhållande till flygkroppen i första hand relaterat till layoutöverväganden. Behovet av fria volymer inuti flygkroppen tillåter inte användningen av en mittvingedesign, eftersom det å ena sidan är omöjligt att passera vingcentrumsektionen genom flygkroppen, och å andra sidan med en vinge utan centrum sektionen, med konsolerna kopplade till kraftringens ram, är olönsam i vikt.

Till skillnad från flygplanet med mittvingarna stör designen med hög ving och låg ving inte skapandet av ett enda lastutrymme. När man väljer mellan dem, prioriteras den högvingade designen, eftersom det designade flygplanet kommer att användas på flygfält av olika klasser, inklusive obanade landningsbanor där det inte finns några tillfartsramper. Det låter dig minimera höjden på golvet över marknivå, vilket avsevärt förenklar och underlättar ombordstigning av passagerare och lastning av bagage genom entrédörren-trappan.

Ur aerodynamisk synvinkel är ett flygplan med hög vingar fördelaktigt i det att det tillåter en fördelning av cirkulationen på vingen som är nära elliptisk (med en konventionellt identisk vingplan) utan fel i flygkroppsområdet, eftersom i designen med lågvinge och mellanvingar. Dessutom gör det faktum att ett högvingat flygplan har interferensmotstånd, även om det är större än det hos ett mellanvingat flygplan, men mindre än det för ett lågvingat flygplan, det möjligt att få flygplan av hög kvalitet byggda enligt denna design. Med en låg vingposition, dra (vid hastigheter från M<0,7) больше, чем при среднем и высоком расположении. Ниже приведены поляры для трёх схем расположения крыла на фюзеляже, из которых видно, что
(på
) i det lågvingade flygplanet är större än i det mellanvingade och högvingade flygplanet (Fig. 8.2.1.).

Den högvingade designen har följande layout och designnackdelar:

Landningsstället kan inte placeras på vingen, eller (på små flygplan) är huvudlandningsställets ben skrymmande och tunga. I det här fallet placeras landningsstället vanligtvis på flygkroppen och belastar det med stora koncentrerade krafter.

Under en nödlandning tenderar vingen (särskilt om motorer är installerade på den) att krossa flygkroppen och passagerarhytten som finns i den. För att eliminera detta problem är det nödvändigt att stärka strukturen på flygkroppen i vingområdet och göra det betydligt tyngre.

Vid en nödlandning på vatten går flygkroppen under vattenytan, vilket försvårar nöduvakueringen av passagerare och besättning.

8.3. Fjäderdräkt diagram.

För passagerarflygplan finns det två konkurrerande stjärtdesigner: normal och T-formad.

Kraftfulla propellervakningar påverkar den konventionella lågt monterade horisontella svansen negativt och kan försämra flygplanets stabilitet under vissa flygförhållanden. Den högt monterade horisontella svansen ökar avsevärt flygplanets stabilitet, eftersom den sträcker sig utanför kölvattnets påverkanszon. Samtidigt ökar också kölens effektivitet. En konventionell köl med ekvivalent geometri skulle ha en yta som är 10 % större. Eftersom den högt monterade horisontella stjärten har en större horisontell arm på grund av kölens lutning bakåt, krävs en kraft på handtaget för att skapa det nödvändiga longitudinella momentet som är hälften av en konventionell horisontell stjärt. Dessutom ger T-tailen en högre nivå av passagerarkomfort eftersom den minskar strukturella vibrationer orsakade av propellervaken. Vikten på de vanliga och T-formade svansarna är ungefär densamma.

Användningen av en T-tail ökar kostnaderna för flygplanet med mindre än 5 % på grund av ökade kostnader för utveckling och produktionsverktyg. Men fördelarna med denna fjäderdräkt motiverar dess användning.

Bland andra fördelar med den T-formade svansen är:

Den horisontella svansen ger en "ändplatta" för den vertikala svansen, vilket ökar fenans effektiva förlängning. Detta gör det möjligt att minska området på den vertikala svansen och därigenom lätta upp strukturen.

Den horisontella svansen avleds bort från området där dess struktur utsätts för ljudvågor, vilket kan skapa en risk för utmattningsbrott. Livslängden för den horisontella svansen ökar.

8.4. Välja antalet motorer och deras placering.

Det antal motorer som krävs för ett flygplans kraftverk beror på ett antal faktorer som bestäms både av flygplanets syfte och dess grundläggande parametrar och flygegenskaper.

Huvudkriterierna när man väljer antalet motorer på ett flygplan är:

Flygplanet måste ha det erforderliga förhållandet mellan startkraft och vikt;

Flygplanet måste ha tillräcklig tillförlitlighet och effektivitet;

Kraftverkets effektiva dragkraft bör vara så hög som möjligt;

Den relativa kostnaden för motorer bör vara så låg som möjligt;

Med ett formellt tillvägagångssätt är det möjligt att tillhandahålla det erforderliga startdragkraft-till-viktförhållandet för det designade flygplanet med valfritt antal motorer (beroende på startkraften för en motor). Därför, när du löser detta problem, är det också nödvändigt att ta hänsyn till flygplanets specifika syfte och kraven för dess layout och kraftverk. Hjälp med att välja antalet motorer kan ges genom att studera flygplan av liknande klass som redan används på flygbolag.

Med utvecklingen av passagerarflygplan för lokala flygbolag kom designers så småningom till det optimala antalet motorer på flygplan av denna klass - två motorer. Vägrann att använda en motor förklaras av det faktum att det finns stora svårigheter med dess layout, och även en motor uppfyller inte flygsäkerheten. Användningen av tre eller fler motorer kommer omotiverat att göra designen tyngre och mer komplex, vilket kommer att resultera i en ökning av kostnaderna för flygplanet som helhet och en minskning av dess stridsberedskap.

När man valde en plats för installation av motorerna övervägdes flera alternativ för deras placering. Som ett resultat av analysen gjordes valet på schemat för montering av motorerna under vingen. Fördelarna med detta schema är:

Vingen lossas under flygning av motorer, vilket gör det möjligt att minska sin vikt med 10...15%

Med denna konstruktion av styrsystemet ökar den kritiska fladderhastigheten - motorerna fungerar som anti-fladderbalanserare och flyttar CM på vingsektionerna framåt.

Det är möjligt att på ett tillförlitligt sätt isolera vingen från motorerna med hjälp av brandbarriärer.

Att blåsa vingmekaniseringen med en jet från propellrarna ökar dess effektivitet.

Nackdelarna med systemet inkluderar:

Stora svängmoment när en motor havererar under flygning. – Motorer placerade långt från marken är svårare att underhålla.

Idag används två typer av motorer på icke-manövrerbara subsoniska flygplan - teatermotorer och turbofläktmotorer. Marschfarten är av avgörande betydelse vid val av motortyp. Det är fördelaktigt att använda teatermotorer vid flyghastigheter motsvarande M = 0,45...0,7 (Fig. 8.4.2.). I detta hastighetsområde är den mycket mer ekonomisk än en turbofläktmotor (specifik bränsleförbrukning är 1,5 gånger mindre). Användningen av en turbopropmotor vid hastigheter motsvarande M = 0,7...0,9 är olönsam, eftersom den har otillräcklig specifik effekt och en ökad nivå av buller och vibrationer på flygplanet.

Med hänsyn till alla ovanstående fakta, och baserat på de initiala uppgifterna för det designade flygplanet, gör vi valet för kontrollsystemet till förmån för teatern.

8.5. Resultat av analysen.

Ovanstående analys visar att två huvudsakliga system är tillämpliga för kortdistanspassagerarflygplan (Fig. 8.5.1.).

Schema 1: Lågvingade flygplan med lågt monterad huvudmotor, motorer i vingen och landningsställ placerade i motorgondoler.

Schema 2: Högvingade flygplan med T-formad svans, motorer under vingen och landningsställ placerade i gondoler på flygkroppen.

Ur driftsynpunkt, aerodynamik och ekonomi är det andra schemat det mest lönsamma för denna typ av flygplan (tabell 8.5.1.).

Tabell 8.5.1.

	alternativ
	Beroende på placeringen av motorerna.	När motorn är placerad på vingen är propellerbladen nära markytan, vilket inte tillåter drift på oasfalterade landningsbanor.	Motorns placering under vingen säkerställer det erforderliga avståndet mellan propellerbladen i förhållande till marken.
	Beroende på placeringen av motorerna.	För att serva motorn måste du klättra upp på vingen.	För att serva motorn måste du använda en trappstege.
	Beroende på chassits placering.	På grund av den höga höjden har huvudlandningsställsstaget en stor massa.	Den lägre höjden på huvudlandningsstället gör det möjligt att minska dess vikt.
	Enligt golvets placering.	Det höga golvet gör det svårt för passagerare att gå ombord och avstiga utan att använda påfartsramper.	Det låga golvet och landgångsdörren gör det lättare för passagerare att gå ombord och lasta handbagage.
	Efter typ av fjäderdräkt.	Stjärtens övergripande dimensioner gör det svårt att placera flygplanet i hangarer, men den lågt monterade GO är lättare att underhålla.	På grund av VO:ns mindre dimensioner ger den inga problem med placering i hangarer, men den T-formade stabilisatorn är svårare att underhålla.

8.6. Statistik för tidigare skapade flygplan av denna klass.

Flygplansstjärt 1. Svansens syfte och sammansättning. Krav på fjäderdräkt. 2. Form och placering av fjäderdräkten. 3. Laster som verkar på svansen. 4. Utformning av impennaget.

Syftet med fjäderdräkten. Ett flygplans svans är flygplanets bärytor, utformade för att säkerställa longitudinell (relativt OZ-axeln) och riktad (relativt OY-axeln) balansering, stabilitet och styrbarhet för flygplanet. Att balansera ett flygplan är balanseringen av momenten för alla krafter som verkar på flygplanet i förhållande till dess tyngdpunkt. Stabilitet är förmågan hos ett flygplan att återgå till ett givet flygläge efter upphörande av de krafter som fick flygplanet att avvika från detta läge. Ett flygplans kontrollerbarhet är dess förmåga att reagera på roderavböjningar med lämpliga rörelser i rymden eller, som piloter brukar säga, "följa handtaget."

Syfte och sammansättning av fjäderdräkten. Ett flygplan med en normal (klassisk) design och en canard-design har horisontella och vertikala svansar. Den horisontella svansen är utformad för att säkerställa longitudinell (relativt OZ-axeln) balansering, stabilitet och styrbarhet för flygplanet. Den vertikala svansen är utformad för att ge spår (i förhållande till OY-axeln) balansering, stabilitet och styrbarhet för flygplanet. Relativ svansmassa m op. / m kr. = 0,015,0,025

Horisontell svans 8 – gaffel, 7 – kölrygg. För subsoniska flygplan består GO vanligtvis av en fast eller begränsat rörlig stabilisator och en rörlig hiss. På flygplan med överljudsflyghastigheter, på grund av den otillräckliga effektiviteten hos husbilen, när man flyger i överljudshastighet, en allt-rörlig VO (CPGO). utan husbilen används.

På tunga flygplan balanserar vridning av stabilisatorn vanligtvis flygplanet och tar bort krafter från manöverspakarna, och den roterande vingen används för att kontrollera längsgående rörelse.

Orsak till att byta till en horisontell svans i rörelse När ljudhastigheten under flygning överskrids ökar den statiska stabiliteten och följaktligen försämras flygplanets styrbarhet på grund av bakåtriktad fokusförskjutning. Det är möjligt att motverka detta fenomen och säkerställa hög manövrerbarhet hos överljudsflygplan genom att öka effektiviteten hos deras kontroller i förhållande till Z-axeln. Vid flygning i överljudshastighet (M> 1) minskar dock dragkraften, eftersom p.g.a. stötvågen vid rodrets tå (fig. 5 . 2, b) tryckförändringar när rodret avböjs gäller inte alla GO:er, vilket är fallet när man flyger i subsonisk hastighet (se fig. 5. 2, a). Övergången till CPGO tillåter dig att dramatiskt öka effektiviteten hos GO, speciellt vid överljudshastigheter.

En differentiellt styrd stabilisator, en helt rörlig horisontell svans, kan användas för sidostyrning av flygplanet, det vill säga dess konsoler avböjs gemensamt under longitudinell kontroll och differentiellt under rollkontroll.

PGO På flygplan byggda enligt "canard"- eller triplanskonfigurationen används en PGO för styrning i förhållande till oz-axeln, bestående av en destabilisator och en rörlig del - en hiss, eller en allt-rörlig PGO.

Vertikal svans Den vertikala svansen är utformad för att ge spår (i förhållande till OY-axeln) balansering, stabilitet och styrbarhet för flygplanet. Den består vanligtvis av en fast köl och ett rörligt roder. På flygplan som flyger med höga överljudshastigheter och höga höjder används en allt rörlig vertikal svans.

Vertikal svans På grund av den minskade effektiviteten hos bärraketen under överljudsflygning används ett allt rörligt flygbolag. För att öka effektiviteten i luftvärnet används ventralfenor 7, som griper in i flygkroppen i luftvärnsområdet, vilket minskar effekten av att skugga luftförsvaret av vingen och flygkroppen vid höga anfallsvinklar på riktningsstabiliteten. Ökar effektiviteten av VO och forkil 8.

Dubbelfenad vertikal svans För att säkerställa den erforderliga graden av riktningsstabilitet och styrbarhet för ett överljudsflygplan används en dubbelfenad vertikal svans

För att säkerställa den erforderliga graden av riktningsstabilitet och kontrollerbarhet för ett subsoniskt flygplan, minska inverkan av den vertikala svansen på stabilitetsegenskaperna i sidled, minska vridmomentet på flygkroppen och minska vikten av empennaget, används två och tre fenor. . När VO är placerad i ändarna av stabilisatorn ökar effektiviteten hos GO (VO fungerar som ändbrickor).

VO på vingen av Beech 2000 Starship I För flygplan utan GO eller de som är designade i en canard-konfiguration kan FO installeras på vingen, vilket minskar skuggan av empennaget av vingen och flygkroppen även vid mycket höga anfallsvinklar.

V-formad svans Den V-formade svansen är aerodynamiska ytor installerade i en vinkel på 45 -60 grader. Till flygplanets symmetriplan. Sådan fjäderdräkt utför samtidigt funktionerna för både GO och VO.

STYRNINGENS EFFEKTIVITET EFFEKTIVITET STYRINGSEFFEKTIVITET kontrollens förmåga att skapa, när de avböjs, ett kontrollvridmoment i förhållande till motsvarande koordinataxel. E. o. u. är lika med inkrementen av momentkoefficienterna när kontrollerna är helt avböjda från sitt neutrala läge. Vid zxy - respektive, max. koefficientökningar pitch, roll och yaw ögonblick. Ofta E. o. u. kännetecknas av effektivitetskoefficienter för kontroller lika med den partiella derivatan av koefficienten. moment för ett givet organ enligt vinkeln för dess avböjning dm zxy / d delta c. e. n. E. o. y och koefficienter är en av huvudparametrarna som bestämmer styrbarhetsegenskaperna för ett flygplan

Impennagets effektivitet Effektiviteten hos empennaget (utöver flyghastigheten och flyghöjden) beror också på empennagets yta, dess yttre form, placering på flygplanet, styvheten hos själva empennaget och delarna till som den är fäst vid. Utformningen av luftfartygets empennage och designparametrar måste säkerställa dess tillräcklig effektivitet i alla flyglägen, inklusive start och landning.

Krav på fjäderdräkt. Säkerställande av de nödvändiga egenskaperna för stabilitet och styrbarhet för flygplanet i alla flyglägen, Minsta vikt på svansen, minsta möjliga förlust av aerodynamisk kvalitet för att balansera flygplanet, Undvikande av farliga svanssvängningar som fladder eller stötar.

Form och arrangemang av fjäderdräkten. I vakzonen, framför allt bakom vingen, finns stora flödessluttningar och betydligt lägre flödeshastigheter, vilket minskar effektiviteten på svansen i en sådan zon. GO:en bärs upp eller ner, antingen framåt - "anka"-schemat, eller använder det "flygande vinge" eller "svanslösa" schemat utan någon GO alls.

T-formad svans Med detta schema ökar den Lth armen från flygplanets CM till CG CG, vilket gör det möjligt att minska Sth och dess massa mth. GO liknar ändbrickan för VO, vilket ökar dess effektiva töjning.

GÅ framför Saab SK 37 E Viggen vinge Schemat ger dig möjlighet att vinna genom att minska vingytan och dess massa, eftersom när du balanserar Y cr. uppgår till Y th. Nackdelar: vingskuggning; stort behövde Sua på Vzl. Pos. lägen (med utvidgad vingmekanisering); stora balansförluster (på grund av den mindre hävstången L th.

Triplane-schema För att kompensera för bristerna i front GO, på Vzl. Pos. lägen används ett triplanschema. Med tail GO kan du skapa de nödvändiga pitching-ögonblicken vid starten. Pos. lägen, parering av dykmoment från vingmekaniseringen. Den främre GO är gjord för att "flyta" vid subsoniska hastigheter och styrbar i överljudshastigheter.

För att förhindra att GO skuggar VO placeras den bakom VO. En åtskild AO är att föredra framför en enkel AO: den skuggas inte av flygkroppen vid höga anfallsvinklar; vridmomentet är mindre än på en VO; flygplanets sidostabilitet förbättras.

Disponerad FO Placeringen av FO vid ändarna av GO ökar den effektiva förlängningen av GO. Verkningsgraden hos en VO med avstånd när den blåses av en jet från motorns propellrar ökar. En åtskild VO stör inte sikten och skjutningen in i den bakre halvklotet.

Laster som verkar på svansen Stansen är av sin karaktär samma bärande yta som vingen. Svansen under flygning utsätts för belastningar från aerodynamiska och masskrafter. Belastningar från masskrafter är relativt små och försummas vid beräkning av hållfasthet. Laster från aerodynamiska krafter är uppdelade i balansering och manövrering.

Balanserande belastningar Balanserande belastningar som är nödvändiga för att balansera flygplanet vid ett givet flygläge bestäms för den horisontella svansen från tillståndet av lika moment om den tvärgående axeln OZ. I horisontell flygning är resultanten av krafterna GO Reur. gå. , applicerad i mitten av trycket på svansen, ska skapa ett moment i förhållande till flygplanets tyngdpunkt, lika i storlek och motsatt vingens ögonblick. Vid beräkning av GO för styrka väljs den största Reur. gå. , bestäms för alla designfall av vingen. Reur. gå. kan bestämmas utifrån.