Эксплуатационные особенности привода элеронов, расположенных у задней кромки концевых крылышек

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство Высшего и среднего специального образования

Республики Узбекистан

Ташкентский Государственный Технический Университет

им. Абу Райхана Беруний

Авиационный факультет

ДИССЕРТАЦИЯ

На соискание степени магистра

Эксплуатационные особенности привода элеронов, расположенных у задней кромки концевых крылышек

Специальность: 5А520901 - «Техническая эксплуатация летательных

аппаратов и их систем»

Пулатов Сардор Исраилжанович

Ташкент - 2012

Оглавление

Введение

Глава 1. Анализ материалов литературных и патентных исследований в области систем управления самолетом

1.1 Назначение системы управления и требования к ним

1.2 Характеристики проводок управления концевыми крылышками "уиткомба"

Глава 2. Компоновочная схема систем управления элеронами

2.1 Разработка кинематической схемы проводок управления элеронами, расположенных у задних кромок концевых крылышек

2.2 Расчет кинематической схемы проводок управления

2.3 Расчет, обоснование теоретических параметров рулевых поверхностей и требования к ним

2.4 Разработка конструкций элеронов, расположенных у задних кромок концевых крылышек

Выводы

Список использованной литературы

Введение

Взлет и посадка - наиболее сложные этапы полета. Успешность управления самолетом с целью обеспечения расчетных траекторий взлета и посадки во многом зависит от его устойчивости и управляемости. Вопросы продольной и боковой устойчивости и управляемости самолета, в полной мере распространяются на воздушные целесообразно уделить рассмотрению особенностей устойчивости и управляемости самолёта при движении по взлётно-посадочной полосе (ВПП).

Элероны -- подвижные части крыла, расположенные у задней кромки крыла на его концах и отклоняемые одновременно в противоположные стороны (один элерон -- вверх, другой элерон -- вниз) для создания крена. Они предназначены для управления самолетом относительно его продольной оси X.

Устойчивость и управляемость на взлете и посадке имеют ряд особенностей, которые оказывают существенное влияние на поведение и пилотирование самолета. Эти особенности определяются:

-близостью земли, оказывающей влияние на характеристики устойчивости и управляемости через изменение аэродинамических характеристик самолета;

-ярко выраженным неустановившимся движением;

-интенсивным использованием механизации крыла, определяющей конфигурацию самолета (закрылки, предкрылки, тормозные щитки, интерцепторы и т. д.);

-контактом самолета с поверхностью ВПП и возникновением вследствие этого дополнительных сил и моментов, обусловленных связью колес с ВПП.

Кроме тяги R и ее моментов относительно осей связанной системы координат, силы тяжести С, управляющих сил и моментов руля направления руля высоты и элеронов на самолет при движении по ВПП действуют дополнительные силы и моменты, обусловленные контактом колес с поверхностью ВПП.

Силы реакции опор передней N и основных Nол (левая) и Nоп (правая) (силы нормального давления колес передней и основной опор) определяются распределением нагрузки на колеса. Если на самолет не действуют боковые (поперечные) силы, то силы нормального давления колес зависят от разности между силой тяжести G и подъемной силой самолета Yа, а также от распределения этой разности между колесами опор.

При наличии поперечных сил нагрузка на опоры перераспределяется.

При появлении угла скольжения независимо от вызвавшей его причины возникают поперечная сила Z, приложенная в фокусе по углу скольжения, и стабилизирующие моменты рыскания и крена. Если самолет скользит на правое полукрыло, то под воздействием стабилизирующего момента крена нормальная нагрузка на колесах левой опоры увеличивается на ДМ, а на колесах правой опоры уменьшается на такое же значение. К аналогичному эффекту приводит отклонение элеронов благодаря воздействию управляющего аэродинамического момента

Несимметричность тяг двигателей вызывает появление момента рыскания, для парирования которого необходимо отклонение руля направления и элеронов. При этом руль направления создаст аэродинамические моменты рыскания и крена. Момент крена руля направления приводит к соответствующему перераспределению нагрузки на колесах основной опоры.

Глава 1. Анализ материалов, литературных и патентных исследований по разработке кинематической схемы привода элеронов, расположенных у задней кромки концевых крылышек.

1.1 Назначение систем управления и требования к ним

Виды и назначение систем управления. Системы управления самолетом можно разделить на:

-основную систему управления, предназначенную, главным образом, для изменения траекторий движения самолета, его балансировки и стабилизации на задаваемых режимах полета;

-системы управления агрегатами самолета (двигателями, шасси, закрылками, тормозными щитками, воздухозаборниками, реактивным соплом и др.).

Системы управления агрегатами рассматриваются в специальных курсах, при изучении силовых установок и энергетических систем самолета как источников энергии для выпуска и уборки шасси, закрылков и др. Поэтому ниже для упрощения изложения термин «система управления самолетом» будем относить только к основной системе управления.

Система управления современным самолетом представляет собой совокупность электронно-вычислительных, электрических, гидравлических и механических устройств, обеспечивающих решение задач:

-пилотирования самолета (изменение траекторий полета) летчиком в неавтоматическом и полуавтоматическом режимах;

-автоматического управления самолетом на режимах и этапах полета,

предусмотренных ТТТ;

-создания достаточной мощности для отклонения органов управления;

-реализации на самолете необходимых (заданных) характеристик устойчивости и управляемости самолета;

-стабилизации установленных режимов полета;

-повышения безопасности полета путем своевременного оповещения экипажа о подходе к опасным (по скорости, высоте, перегрузкам, углам атаки, скольжения и крена и другим параметрам) режимам полета и выдачи команд на отклонение органов управления, препятствующих выходу на эти режимы.

Для изменения траектории движения самолета в полете нужно изменять действующие на него силы и моменты. Процесс изменения действующих на самолет сил и моментов, создаваемых отклонением в полете органов управления, называется процессом управления.

В зависимости от степени участия в процессе управления человека системы управления могут быть неавтоматическими, полуавтоматическими, автоматическими и комбинированными.

Системы, в которых человек (обычно -- летчик) вырабатывает необходимые управляющие импульсы (сигналы) и посредством только своей мускульной энергии приводит в действие органы управления, обеспечивая этим самым изменение траектории движения самолета в нужном направлении, называют неавтоматическими. Такие системы включают: рычаги управления (РУ) -- ручку или штурвал 2 (рис. 1.1), педали 1, отклонением которых летчик вводит в систему управляющие сигналы и осуществляет их дозировку; органы управления

Рис. 1.1. Элементы системы неавтоматического управления самолетом

Элероны 3, РВ 4 и РН 5), отклонение которых в соответствии с управляющими сигналами (отклонением РУ) создает необходимые для изменения траектории полета силы и моменты; проводку управления, соединяющую РУ с органами управления.

Системы, в которых необходимые управляющие сигналы вводятся летчиком посредством отклонения РУ и в которых, кроме РУ, органов управления и проводки управления, имеется еще целый ряд механических, гидравлических и электрических устройств и силовых приводов рулей (бустеров), преобразующих управляющие сигналы в отклонение органов управления, называются полуавтоматическими. Эти системы облегчают летчику управление самолетом и повышают качество управления.

В автоматических системах управляющие сигналы формируются комплексом автоматических устройств (автопилотом или другими автоматическими системами, обеспечивающими в автоматическом режиме выполнение отдельных этапов полета -- например, этап наведения, захода на посадку и др.). Дальше эти импульсы, как и в полуавтоматических системах, преобразуются силовыми приводами в отклонение органов управления.

На современных самолетах чаще применяют различные комбинации этих систем управления. Так, например, на самолетах с небольшими дозвуковыми скоростями полета характерно применение неавтоматической системы управления в сочетании с автопилотом, освобождающим летчика от непосредственного управления самолетом при длительном полете. На скоростных самолетах характерно насыщение системы управления различными автоматическими устройствами и мощными силовыми приводами, обеспечивающими решение всего (или большей части) перечисленного выше комплекса задач.

Однако успехи в развитии электронной техники и разработка многоканальных приводов высокой надежности в последние годы создали техническую базу для замены многочисленных автоматических и полуавтоматических систем с их датчиками, вычислителями и исполнительными механизмами единой мощной многократно резервированной автоматической бортовой системой управления (АБСУ), выполняющей все их функции. Но и в этих системах не исключены человек, РУ, органы управления и проводка управления.

Если все устройства системы управления находятся на борту самолета, то такие системы называются автономными. Несмотря на явные достоинства самолетов с такими системами на многих типах самолетов часть устройств системы управления (особенно те, что требуют мощных источников энергии, большого объема для своего размещения, имеют большую массу, а также могут одновременно обслуживать несколько самолетов) переносится на землю. В этом случае часть функций бортовой системы управления передается таким наземным устройствам (например, устройствам системы наведения, навигации, слепой посадки и др.). Такие решения целесообразны для самолетов с точки «зрения экономии массы, объема, а главное,-- повышения эффективности их использования и снижения стоимости).

Требования к системе управления. Система управления должна обеспечивать в определенных пределах значения характеристик управляемости и устойчивости самолета в зависимости от его типа, весовой категории и диапазона скоростей с тем, чтобы самолет мог выполнять в заданных условиях эксплуатации все задачи, предусмотренные его назначением. Это основное требование (конкретизируемое в специальных нормирующих документах, например, в) должно выполняться при соблюдении общих ко всем частям и агрегатам самолета требований минимума! массы системы, высокой надежности и безопасности полета, живучести, удобств осмотра, эксплуатации и ремонта.

Специфические для системы управления требования:

-углы отклонения органов управления должны обеспечивать с некоторым запасом возможность полета на всех требуемых полетных и взлетно-посадочных режимах (РВ вверх 20...35°, вниз 15...20°, РН 20...30° в обе стороны, элероны вверх 15...30°, вниз 10...20°, большие значения углов относятся к маневренным самолетам, меньшие -- к неманевренным). Крайние положения органов управления должны ограничиваться упорами, выдерживающими расчетные нагрузки;

-деформация фюзеляжа, крыльев, оперения и проводки механического управления не должна приводить к снижению максимально возможных углов отклонения органов управления и их эффективности или вызывать хотя бы кратковременное заклинивание системы управления;

-величина максимальных кратковременных усилий на РУ, потребных для пилотирования самолета, зависит от типа и массы самолета и не должна превышать 500...600 Н в продольном управлении, 300...350 Н -- в поперечном управлении, 900... 1050 Н -- в путевом управлении. Усилия на РУ должны нарастать плавно и должны быть направлены в сторону, противоположную движению РУ. На продолжительных режимах полета должна обеспечиваться балансировка самолета не только по моментам, но и по усилиям на РУ;

-система управления должна работать плавно, без заеданий, автоколебаний и опасных вибраций, угрожающих прочности и (или) затрудняющих пилотирование. В проводке системы управления не должно быть люфтов;

-размещение механизмов тяг, тросов и других деталей системы управления должно исключать возможность соприкосновения их с другими деталями, трения подвижных частей системы управления об элементы конструкции самолета, повреждения или заклинивания в процессе эксплуатации (грузами, пассажирами и т. д.). Величина сил трения в проводке управления, передающихся на РУ, также зависит от типа и массы самолета и не должна превышать 30...70 Н. При больших значениях этих сил в системе управления надо предусматривать компенсаторы сил трения, снимающие эту нагрузку с РУ;

-должны быть предусмотрены меры, исключающие возможность рассоединения элементов проводки механического управления, обесточивание или снижение давления в энергетических частях системы;

-для обеспечения высокой безопасности полетов необходимо, чтобы система управления включала устройства, не допускающие выхода самолета на опасные режимы полета и своевременно сигнализирующие о приближении таких режимов;

-должно быть исключено попадание в систему управления посторонних предметов;

-должна быть обеспечена независимость действий органов управления по крену и тангажу при отклонении ручки или штурвала.

В систему управления современными самолетами независимо от степени ее сложности и насыщенности автоматикой и приводами в качестве основных и обязательных элементов входят органы управления, расположенные на крыле и оперении, командные посты управления с рычагами управления, находящиеся в кабине экипажа, и проводка управления, соединяющая рычаги управления и другие элементы системы управления с органами управления.

В проведенной мною научном исследовании по теме «Разработка кинематической схемы привода элеронов, расположенных у задней кромки концевых крылышек», было обнаружено следующие патенты на изобретения;

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА) с помощью аэродинамических поверхностей [20]. Предлагаемое устройство содержит установленные на концах крыла или оперения вдали от их осей жесткости дополнительные выносные аэродинамические поверхности. Каждая такая поверхность кинематический связана с рулем или элероном и отклоняется на определенный угол в зависимости от скоростного напора, числа Маха и угла отклонения, указанных руля или элерона. Данное отклонение создает момент, компенсирующий возмущение, возникающее вследствие упругости конструкции ЛА. Выносные поверхности выбираются малыми (8…15% площади элеронов) и отклоняются на возможно большие углы. Настройка передаточного отношения углов отклонения выносной поверхности и элерона осуществляется автоматически или летчиком. Технический результат изобретения состоит в устранении вредного влияния упругости конструкции ЛА на управляемость и устойчивость, а также в использовании самой конструкции для улучшения этих характеристик.

Цель предлагаемого способа-улучшения характеристик управляемости и устойчивости крылатых и оперённых летательных аппаратов.

Как известно, эти характеристики существенно зависят от деформации конструкции: крыльев, оперения, корпусов. В настоящее время, в связи с достижениями больших скоростей полета и связанного с этим аэродинамического нагрева летательных аппаратов, влияние деформаций конструкции на характеристики управляемости и устойчивости заметно возрастает.

Рис. 1.2

В описании главное внимание уделяется возможности существенного улучшения управляемости по крену как наиболее важной в настоящее время и характерной задаче. Однако все основные замечания могут быть использованы (по аналогии) для улучшения путевой и продольной управляемости, а также для достижения необходимой устойчивости летательных аппаратов.

Эффективность элеронов (и рулей) быстро уменьшается с ростом скорости полета как за счет упругости крыла (на эффективности рулей неблагоприятно сказывается как упругость оперения, особенно стреловидного, так и упругость корпуса или фюзеляжа), так и за счет особенностей обтекания в зоне элерона при числах М>1 (кривая II). Как показали эксперименты на упруго-подобных моделях и соответствующие расчеты, при больших скоростях потока весьма эффективным может оказаться такой орган поперечного управления, при котором управляющая сила прикладывается на конце крыла (для улучшения характеристик путевой или продольной управляемости и устойчивости управляющая сила прикладывается аналогично, на оперении вертикальном или горизонтальном вдали от их осей жесткости) вдали от оси жесткости. Небольшая по размеру, но расположенная вдали от оси жесткости выносная аэродинамическая поверхность, на которой возникает небольшая управляющая сила, вызывает такие деформации крыла (или оперения), которые приводят к существенному и целесообразному перераспределению аэродинамических нагрузок.

Выносная аэродинамическая поверхность Рис. 1.2, вал которой установлен в подшипниковых опорах, с помощью тяг (3) отклоняется совместно с обычным элероном (4) общим приводом (5). Угол отклонения выносной поверхности (эта поверхность на крыле предназначена в нашем понимании не только для улучшения поперечной управляемости, но и для улучшения характеристик продольной устойчивости, управляемости, устраняя дивергенции и т.д) определяется отклонением ручки (штурвала) и регулирующим звеном (6) в проводке управления, изменяющим, в частности, передаточное отношение.

Знак угла отклонения выносной поверхности зависит от ее положения относительно оси жесткости. В частном случае, когда эта поверхность находится впереди оси жесткости, знаки углов отклонения выносной поверхности и соответствующего руля совпадают), задние кромки движутся в одинаковом направлении).

Передаточное отношение меняется либо автоматически отдатчика скоростных напоров, либо летчиком в диапазоне значений от при малых скоростных напорах при скоростных напорах, близких к максимальному. Дело в том, что выносные поверхности должны быть и могут быть весьма малыми по размеру 8-5% площади элеронов при умеренном выносе. Для этого необходимо отклонять их на возможно большие углы (меньшие срывного, конечно). При малых скоростных напорах эти углы малы, по крайней мере, на одном из крыльев, так как велик угол атаки самолета, а при больших скоростных напорах -наоборот. К счастью, именно при больших скоростных напорах возникает, в основном, потребность в улучшении управляемости. Это замечание справедливо и в отношении выносной поверхности на горизонтальном оперении. В случае руля направления связь его со своей выносной поверхности на киле может быть более простой. Вообще в каждом конкретном случае необходимо свое решение. В частности, может оказаться выгодным, начиная с определенного скоростного напора, управлять только с помощью выносной аэродинамической поверхности.

Если деформации крыла, оперения или корпуса неблагоприятно сказываются на устойчивости летательного аппарата, то с помощью отклонения на определенный угол выносной аэродинамической поверхности на крыле или оперении через соответствующее регулирующее звено, в которое поступает сигнал либо от летчика, либо от определенного датчика, можно также достичь необходимого улучшения устойчивости.

На рис. 1.3 наряду с графиками зависимости эффективности элеронов для жесткой и упругой моделей одного крыла (кривые II и I) нанесена аналогичная зависимость для отклоняющейся совместно с элероном сносной аэродинамической поверхности, площадь которой равна 10% площади элерона, а вынос примерно равен концевой хорде крыла. Как видно, совместная работа элерона и выносной поверхности обеспечивает эффективное управление самолетом при скоростях, превышающих Vич реверса при этом благодаря увеличению передаточного отношения, возможно значительное уменьшение площади выносной поверхности.

Устройство для улучшения управляемости и устойчивости крылатых и оперенных летательных аппаратов при больших скоростях полета, отличающееся тем, что, с целью устранения вредного влияния упругости конструкции на управляемость и устойчивость и использования упругости конструкции для улучшения этих характеристик, на концах крыла или оперения вдали от их осей жесткости установлена дополнительная аэродинамическая поверхность, кинематический связанная с рулем или элероном и отклоняемая на определенный угол в зависимости от скоростного напора, числа М и угла отклонения соответствующего руля или элерона до получения компенсирующего момента.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами [2] с помощью аэродинамических поверхностей. Предлагаемое устройство содержит дополнительные аэродинамические поверхности (предэлероны), кинематические связанные с элеронами. Данные поверхности установлены на передней кромке крыла в областях, обслуживаемых элеронами, и выполнены в виде отклоняющихся носков крыла. Эти носки имеют, в том же положении по размаху крыла, что и элероны, площади, равные 0,3…0,5 площади элерона. Отклонение указанных предэлеронов, совместно с элеронами и в определенной зависимости от них, позволяет компенсировать аэродинамические возмущения, возникающее вследствие упругости конструкции крыльев летательного аппарата. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности поперечного управления летательными аппаратами при около и сверхзвуковых скоростях.

Предлагаемое изобретение относится к области аэроупругости, в частности к области поперечной управляемости упруго-летательного аппарата.



Рис. 1.3

Известен способ поперечного управления крылатых летательных аппаратов с помощью комбинации выносного и обычного элеронов. Сущность его заключается в том, что на определенной скорости полета летательного аппарата, когда эффективность обычного элерона, расположенного позади оси жесткости крыла, становится недопустимо малой из-за деформаций упругого крыла и из-за неблагоприятного влияния на эффективность элеронов сжимаемости воздуха, в работу включается выносной элерон. Выносной элерон - это несущая аэродинамическая поверхность малой площади, порядка 1/10 площади основного (обычного) элерона, она располагается на конце крыла впереди оси жесткости на выносной штанге. При отклонении выносного элерона в потоке крыло деформируется так, что с ростом скоростного напора, то есть с увеличением деформаций, эффективность поперечного управления возрастает (в отличие от работы обычного элерона), причем, возрастает настолько интенсивно, что компенсирует потерю эффективности из-за неблагоприятных деформаций крыла при отклонении объемного элерона. По располагаемой эффективности поперечного управления на различных скоростях полета ни один из известных органов поперечного управления не может сравниться с комбинацией выносного и обычного элеронов. Это и позволило успешно применить выносной элерон на одном из опытных самолетов.

Однако описанный способ обладает существенным недостатком, ограничивающим его возможности: для установки на крыле компенсирующей аэродинамической поверхности выносного элерона требуется специальная штанга, что конструктивно не всегда выполнимо.

Целью предлагаемого способа является расширение возможностей описанного способа.

Предлагаемый способ отличается от упомянутого тем, что позволяет устранить необходимость в выносной штанге. Способ не требует значительного выноса аэродинамической поверхности, компенсирующей недостаточную зффективность основного элерона при больших скоростях полета, используя и усиливая при этом основную идею выносных элеронов - разумную ренаправленную деформацию крыла - с помощью компенсирующей аэродинамической поверхности. В данном случае она примерно того же размаха, что и элерон, располагается впереди оси жесткости на носке крыла и условно называется предкрылком - элероном, или предэлероном.

В последующем изложении предлагаемое изобретение поясняется на чертежах.

На рис. 1.3 показана схема испытанной в трубе упругой модели консоли крыла и схематично представлено положение равнодействующей аэродинамических сил, в произвольном сечении а-а, действующих на крыло в предположении его абсолютной жесткости и "добавки" аэродинамических сил одушевленные деформациями упругого крыла при отклонении отдельно элерона (2) компенсирующей поверхности предэлерона (3) или при их совместном отклонении (на один и тот же угол). На той же рис. 1.3 схематически показаны соответствующие картины деформаций срединной линии дужки крыла в рассматриваемом сечении крыла. Показанное примерное распределение сил и деформаций следует как из расчетов, так и из экспериментов в аэродинамических 1рубах на упругих моделях. Нетрудно видеть, что при отклонении обычного элерона (2) в потоке упругое крыло (1) деформируется таким образом (показано пунктиром), что возникающие на деформированном крыле силы уменьшают момент крена. Прямо противоположная картина имеет место в случае отклонения компенсирующей аэродинамической поверхности - предэлерона (3), выполненного, к примеру, в виде отклоняющегося (вверх и вниз) носка крыла. Деформации крыла при отклонении предэлерона таковы, что возникающие на деформированном крыле аэродинамические силы с ростом скоростного напора, то есть с ростом деформаций, увеличивают момент крена.

Учитывая это и принимая во внимание хорошие характеристики обычных элеронов при малых и дозвуковых скоростях потока, следует считать целесообразным не отказываться от обычных элеронов вообще, как это сделано в раде конструкций летательных аппаратов, а найти разумное сочетание обычного элерона с компенсирующей аэродинамической поверхностью - предэлероном. При совместном отклонении элерона и предэлерона деформации крыла могут быть таковы, что практически не сказывается упругость конструкции. Более того, как и в случае выносного элерона, благодаря упругости конструкции можно добиться даже совпадения знака сил.

В качестве иллюстрации сказанного на приведены результаты испытаний в аэродинамической трубе Т-109 упругоподобной модели крыла с элероном и иререроном при их совместной и самостоятельной работе. Как видно, вность обычного элерона заметно падает с ростом скоростного напора я и потока, а эффективность отклоняющегося носка предэлерона, будучи недостаточна при малых скоростных напорах, с ростом скоростного напора постоянно растет. При совместной работе элерона с предэлероном представляются возможность устранить их взаимные недостатки и использовать известный достоинства и благодаря этому обеспечить во всем необходимом диапазоне скоростей полета, от взлетных до максимальных, высокую эффективность поперечного управления.

Здесь мы не останавливаемся на конкретных особенностях кинематической связи элерона и предэлерона, поскольку она совершенно аналогична примененной, к примеру, на упоминавшемся опытном самолете с выносным элероном. Что касается опасности срыва потока с предэлерона на больших скоростях полета, то следует заметить, что углы отклонения предэлерона при щ не должны быть велики (5 =5-5-7°). В то же время даже при отклонении предэлерона на 15°, имевшем место при испытаниях упругой модели в аэродинамической трубе Т-109 ЦАГИ в диапазоне чисел М=0,5 1,2 (q=2000… 5000кг/м2), срыва потока не наблюдалось.

Итак, предлагаемый способ состоит в том, что для создания момента крена одновременно с отклонением обычного элерона отклоняют аэродинамическую компенсирующую поверхность - предэлерон, установленный впереди оси жесткости на носке крыла и кинематические связанный с обычным элероном. При отклонении элерона вниз носок предэлерона отклоняют вверх, а при отклонении злерона вверх - носок предэлерона - вниз

Устройство для улучшения управляемости крылатых летательных аппаратов, включающее дополнительные аэродинамические поверхности, кинематический связанные с элеронами, отличающееся тем, что, с целью повышения эффективности поперечного управления летательными аппаратами при около и сверхзвуковых скоростях полета, в нем дополнительные аэродинамические поверхности установлены на передней кромке крыла в областях, обслуживаемых элеронами, и выполнены в виде отклоняющихся носков крыла, имеющих при том к, что и элерон, положении по размаху площади, равные 0,3…0,5 площади элерона

1.2 Характеристики проводок управления концевыми крылышками (Уиткомба)

Общая характеристика. Основные понятия. Передача управляющих сигналов и летчика или автоматической системы управления к элементам системы управления и, в конечном счете, к органам управления самолета производится с помощью механической или электрической проводки управления.

Жесткая проводка обеспечивает передачу управляющих сигналов посредством возвратно-поступательных или вращательных движений тяг.

Наибольшее распространение на современных самолетах нашли жесткие проводки управления с поступательным движением тяг. Тяги выполняют в виде тонкостенных дюралевых, стальных или титановых труб длиной не более двух метров (из условия обеспечения устойчивости труб при сжатии) с наконечниками на концах. Наконечники служат для присоединения тяг друг к другу, к качалкам и к другим агрегатам системы управления (к рулевым приводам, к рычагам на постах ручного и ножного управления и к кронштейнам на органах управления.) Парис. 1.4, а...е, и, н показаны конструктивные варианты заделки концов тяг в наконечники, типы наконечников и шарниров, используемых длительное время в самолетостроении (до введения последнего ОСТ 1. 12791--77 на трубы тяг управления).

Наконечники тяг могут быть регулируемыми для изменения длин отдельных участков проводки, что упрощает регулировку всей проводки управления, и нерегулируемыми (фиксированными).

В регулируемых наконечниках (рис. 1.4, в, г, е) ушковые / или вильчатые 4 болты ввертываются в стаканы 2 на нужную глубину и контрятся гайкой 3. Стаканы 2 устанавливаются внутри тяг на резьбе и контрятся болтами. В нерегулируемых наконечниках ушковые / (см. рис. 1.4, а, б) или вильчатые 4 (см. рте, 1.4, д) наконечники стаканами 2 фиксируются внутри трубы либо сваркой, либо болтами.

На рис. 1.4, м показан один из вариантов наконечников тяг с двойной проушиной 14, выполненных уже в соответствии с указанным выше ОСТом на трубы тяг управления. Здесь в обжатом конце тяги сделана внутренняя резьба, в которую и ввертывается наконечник 14, но уже без всяких промежуточных стаканов 2, как это было в тягах (см. рис. 1.4, а...е).

Одна (обычно внутренняя 12) проушина такого наконечника используется для соединения тяги с поддерживающей качалкой, а внешняя 13 -- для соединения тяг между собой.

На рис. 1.4, ж показан еще один из вариантов тяги, выполненной по новому ОСТу. Здесь: 1 -- наконечник ушковый регулируемый; 3 -- гайка; 4 -- наконечник вильчатый нерегулируемый; 5 -- труба; 6 -- шайба; 7 -- проволока (контровка).

На рис. 1.4, н показана тяга с вильчатым наконечником 4, закрепленным в головке тяги на двух шариковых подшипниках для образования карданного соединения. Головка 16 с тягой соединена болтами 15.

Рис. 1.4.Элементы жесткой проводки

Еще один из вариантов соединения тяг показан на рис. 1.4., и. Здесь 7-- гибкая перемычка металлизации, которыми должны быть соединены все элементы проводки управления между собой и с элементами конструкции планера для устранения разрядов статического электричества.

В этом соединении использован сферический подшипник 10. Однако законцовки тяг в этом случае е соответствуют ныне действующему ОСТу (сравните, и и ж).

На рис. 1.4, з показано регулируемое соединение тяг управления, когда для повышения надежности тяг управления тяги выполняются из наружных 5 и внутренних 6 труб. Соединение внутренних труб с ушковыми и вильчатыми наконечниками производится болтом 9, а наружных труб -- шлицевым соединением 8. При разрушении любой из труб проводка не нарушается.

Для снижения трения в проводке управления во всех соединениях тяг используют шарикоподшипники.

Возможность некоторого изменения трассы жесткой передачи, в том числе и из-за технологических и эксплуатационных перекосов (при деформациях частей планера), обеспечивается использованием специальных шарниров, а при больших перекосах--карданов и сферических подшипников 10 и.

Для обеспечения выдерживания необходимого направления трассы, ограничения степени свободы тяг в проводке управления используются поддерживающие качалки (проводки) или направляющие устройства с тремя или четырьмя рожками в обоймах корпуса (рис. 1.4, к, л), обеспечивающие только возвратно-поступательное движение тяг между роликами.

Для регулировки зазоров между тягой и роликами положение оси И одного из трех роликов (см. рис. 1.4, л) регулируется.

Жесткая проводка управления включает поддерживающие качалки (рис. 1.5, а,б,в,с) для подвески и поддержки тяг управления и качалки для изменения направления трассы проводки и усилий в отдельных ее участках (рис. 1.5, кроме а,б,в,с).

Здесь показаны различные варианты конструктивных решений таких качалок, выполненных из алюминиевых или магниевых сплавов штамповкой. Все они имеют подшипники в ступицах и в проушинах для снижения трения.

Однако не все показанные на этом рисунке качалки рациональны с точки зрения жесткости и восприятия изгибающего момента (качалки на рис. 1.5, м, н, о, р)

В этом плане лучше качалки, показанные на рис. 1.5, ж, з. Вместо качалки, б, с лучше поддерживающая качалка (рис. 1.5, в), соединенная с тягами через внутреннюю проушину наконечника 14 на тяге (см. рис. 1.4, м).

На рис. 1.5, т показано сочетание качалок, представляющее собой один из вариантов механизма нелинейной передачи. Его включают в проводку управления для изменения передаточных отношений от рычагов управления к рулям.

Рис. 1.5. Варианты конструкций качалок

Известны крылья с концевыми крылышками [5] (Уиткомба), установленные углом относительно плоскости симметрии самолета (самолеты ИЛ-96-300, ТУ-204 и др.), содержащие внутренние и внешние элероны, расположенные у задней кромки крыла и отклоняемые одновременно в противоположные стороны, причем внешние элероны применяют только на взлетно-посадочных режимах - на небольших скоростях полета, а внутренние, расположенные в более жесткой части крыла, используются в течение всего полета (Житомирский Г.И.

Конструкция самолетов. М.: Машиностроение. 1995. С. 24. (рис.1,9, и, к.), с, 109 (рис. 2,69), с. 147 (рис. 4.1); Гарбузов В.М., Ефримов А.Л., Кубланов М.С. Аэромеханика. М.: Транспорт. 2000. С. 153 (рис. 7,10); Егер СМ., Машин В.Ф., Вадягин А.А. и др. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение. 1983. С. 394).

Основными недостатками элеронов является то, что несмотря на значительно большие относительные площади до 3...4% (где - площади элерона и крыла) ври небольших скоростях полета и больших углах атак они работают неэффективно. Кроме того, расположение внешних элеронов на концевых частях крыла усиливает интенсивность сбегающих вихрей, что в свою очередь увеличивает индуктивное сопротивление самолета.

Задачей изобретения является повышение эффективности создания крена на взлетно-посадочных режимах на небольших скоростях полета.

Возможно применение специальных крылышек, устанавливаемых на законцовках крыла, получивших название крылышек Уиткомба (рис. 2.68, а) и (доставляющих собой разновидность концевых аэродинамических шайб. Физический смысл их применения в том, чтобы преобразовать один сбегающий большой интенсивности, создающий большое сопротивление, в систему двух или нескольких вихрей с меньшей интенсивностью, вызывающими меньшее сопротивление (отсюда выигрыш в схаi). Как видно из рис. 2.68, б, при этом создается еще и составляющая тяги АР. Все это полезно. Но при этом растет изгибающий момент в корневом сечении крыла, появляется момент на пикирование от АР и другие, пока малоисследованные явления. Поиск решений для снижения доли значений схаi в полном сопротивлении самолета продолжается (выше уже рассматривался вопрос об увеличении в этих целях удлинения крыла X).

Рис. 1.6. Концевое крылышка

Поставленная задача решается тем, что на крыльях с концевыми крылышками (Уиткомба) летательных аппаратов, содержащих внутренние элероны, расположенные у задней кромки крыла в более жесткой части, используемые в течение всего полета и отклоняемые одновременно в противоположные стороны, и внешние элероны, применяемые только во Взлетно- посадочных режимах на небольших скоростях полета.

Концевые крылышки крыльев снабжены концевыми элеронами, расположенные у задней кромки последнего и отклоняемые одновременно в противоположные стороны, которые отклоняются синхронно с внешними элеронами, а углы отклонения вверх и вниз соответственно находятся в пределах 15...20⁰ и 10... 15°, а их площади составляют 25... 30% от площади концевых крылышек.

Выбор пределов значений углов отклонения элеронов концевых крылышек обусловлен аэродинамикой воздушного потока для создания крена при малых скоростях полета.

Выбор пределов соотношения площадей концевых крылышек и их элеронов обусловлен получением необходимого эффекта для создания крена при малых скоростях полета.

На рис. 1.7 фиг. 1 показано расположение на крыле с концевыми крылышками очертания средств управления самолетом относительно его продольной оси, вид спереди; на фиг.2 - то же, вид в плане.

Рис. 1.7. Крыло с элероном концевого крылышка

На рис. 1.7 фиг. 1 показано расположение на крыле с концевыми крылышками очертания средств управления самолетом относительно его продольной оси, вид спереди; на фиг.2 - то же, вид в плане.

Крыло 1, содержащее концевые крылышки 2, внутренние элероны 3, расположенные в более жесткой части, интерцепторы 4, внешние элероны 5 и концевые элероны 6, расположенные у задней кромки концевых крылышек и отклоняемые одновременно на противоположные стороны и синхронно с внешними элеронами, причем углы отклонения вверх и вниз соответственно находятся в пределах 15...20° и 10... 15°, а их площади составляют 25...30% от концевых крылышек.

После отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы на небольших скоростях полета управление самолетом относительно его продольной оси осуществляется внешними элеронами 5, а в течение всего основного полета нутренними 3. Концевые элероны 6 выполняют такую же функцию как внешние 5 с высокой эффективностью для создания крена самолета.

Таким образом, благодаря снабжению концевых крылышек концевыми элеронами повышается чувствительность при управлении самолетом относительно его продольной оси во взлетно-посадочных режимах и уменьшается геометрические параметры внешних элеронов.

Рис. 1.8. Кинематическая проводка концевого крылышка

1-качалка, 2-тяги, 3-тяга, 4-двухплечевая качалка, 5-внешние элероны, 6-триммеры, 7-внутренние элероны.

Целью данной диссертационной работы заключается в разработке дополнительной рулевой поверхности установленные конце концевых крылышек, что повышает чувствительность при малых скоростях полета, а именно на режимах взлета и посадки.

Для этого необходимо провести необходимые составление кинематической схемы рулевых тяг с теоретическим обоснованием.

Глава 2. Компоновочная схема систем управления элеронами

привод элерон рулевой

2.1 Разработка кинематической схемы проводок управления элеронами, расположенных у задних кромок концевых крылышек

Концевые крылышки снабжены расположенными у задней кромки элеронами, которые должны быть выполнены с возможностью отклонения «временно в противоположные стороны синхронно с внешними элеронами Ан-24. Но так, как концевой крылышек расположен под углом ц к крылу в схему необходимо добавить треугольную равнобедренную качалку для синхронности отклонения элеронов. Разрабатываемая кинематическая схема привода управление элеронами концевых крылышек должна отвечать с следующим требованиям:

концевые элероны должны отклоняться одновременно и синхронно с элеронами. Для этого при отклонение ведущего звена на ведомый узел должен отклонятся синхронно на равный угол.

Рис. 2.1. Кинематические схемы привода концевого элерона

Кинематическая схема должна иметь 1 степень свободы, то есть W =1. По формуле

W=3 *n-2*Р_н -Р_В+q,

где n-общее число звеньев, Р_н -число низших пар, Р_В - число высших пар, q-число избыточных звеньев.

В данных 10 схемах q=0 и Pв=0, поэтому получаем следующую формулу

W=3*n-2*Р_н

Произведем расчет кинематических схем и полученные результаты сведем в таблицу2.1.

Табл.2.1

№ схемы	n число звеньев	рН число низших пар	W степень свободы
1	11	16	1
2	11	16	1
3	11	17	1
4	11	17	-1
5	11	17	-1
6	11	17	-1
7	11	16	1
8	11	16	1
9	11	16	1
10	11	16	1

Из полученных результатов видно, что схемы 3,4,5,6 имеет W= -1 степень свободы, что не отвечает требования. Для оставшихся схем производим графический анализ. При провидение графического анализа получены дующие результаты и сведем их в таблицу 2.2.

Табл.2.2

№ схемы	а угол отклонения	-а угол отклонения	а1 угол отклонения	-а1 угол отклонения
1	45°	-45°	54°	-25°
2	45°	-45°	56°	-25°
7	45°	-45°	56°	-19°
8	45°	-45°	54°	-25°
9	45°	-45°	56°	-25°
10	45°	-45°	45°	-45°

При отклонения ведущего звена концевое звено 1, 2, 7, 8, 9 отклонялись не синхронно с ведущим звеном. Только в 10 схеме ведущее и концевое звено отклонялись синхронно, на равное углы.

В качестве кинематической схемы привода управления элеронами концевых крылышек выбираем 10 схему.

Выбрав схему, не обходимо выбрать самолёт имеющий концевые крылышки. В этом качестве выбираю самолёт ИЛ-96-300, на данном ЛА площадь концевого крылышка 3,5м², размах 2,55м, устанавливается под углом 120°.

Кинематическая схема привода будить располагаться вдоль задней стенки второго лонжерона. Из чертежа крыла самолёта Ил 96 находим толщину крыла за стенкой второго лонжерона

Внутри располагаем кинематическую схему привода, для синхронности оси качалок должны расположатся на одной линии, как это показано на четвёртом листе чертежа.

Качалка ОВ, О₁ В₁ и О₁ С₁ имеют равную длину L₁=12 см, Качалки О₁А₁, О₂А₂, А₃O₃А₄, О₄А₄, О₄С₂ L₂=9 см. Угол О₂О₃О₄ находим с помощью плазменного метода из чертежа крыла самолета и он равен 127° 30'. Угол А₃О₃А₄ находим формуле

LА₃О₃А₄=180⁰-LО₂О₃О₄ LА₃О₃А₄ =52° 30', задаем длину тяг ВВ _{1 =} А₁А₂ = =А₂А₃=200 см, а тяги А₄А₅=60см



Рис. 2.2. Дифференциальный механизм элерона

Данная схема производит движения по закону прямоугольного параллелепипеда, что обеспечивает синхронность работы элеронов.

Дифференциальный механизм элеронов самолёта Ан-24 даёт возможность устанавливать верхние и нижнее приделы отклонения элеронов.

Углы отклонения элеронга ц1 и ц2 прямо пропорциональны вертикальным перемещениям h1 и h2 точки Б. Вследствие того, что рычаг 4 при нейтральном положении не находится в плоскости хорд крыла и элерона, при его отклонении на одинаковые углы в обе стороны от нейтрального положения перемещения точки Б неодинаковы. Такая кинематика обеспечивает дифференциальность управления элеронами. Механизмы управления секциями элеронов конструктивно одинаковы. Предельные отклонения элеронов вверх и вниз ограничены регулируемыми упорами, установленными на кронштейнах 8 концевых секций элеронов.

Что даёт возможность при синхронно работе элеронов задавать углы отклонения разные предельные углы для внешних и концевых элеронов, например, для внешнего д=(-15°;10⁰), для концевого д =(-20°;15°).

2.2 Расчет кинематической схемы проводок управления

Для расчета кинематические схемы проводок находим координаты его точек. В начале находим координаты осей качалок. В качестве точки начала координат выбираем точку О(0;0). Координаты точки О₁(200;0), точки О₂(400;0), точки О₃(600;0)точки О₄(636,5;47,6). Теперь находим координаты подвижных точек.

Рис. 2.3. Кривошип ОВ

При повороте точки В кривошипа ОВ на угол ц координаты точки В выбранной системе координат принимает вид:

Х=12sin ц,

У=-12cos ц.

Точки B₁ в выбранной системе координат занимает положение:

Х=200+12sin ц,

У=-12cos ц.

Точки а₁ в выбранной системе координат занимает положение:

Х=200+12sin ц,

У=-12cos ц

Точка С₁ в выбранной систему координат занимает положение:

Х=200+12sin (ц -45°),

У=-12cos (ц -45°),

Точка А₂ в выбранной системе координат занимает положение:

Х=400+12 sin ц,

У=-12 cos ц

Точка А₃ в выбранной системе координат занимает положение:

Х=600+12 sin ц,

У=-12 cos ц

Точка А₄ в выбранной системе координат занимает положение:

Х=600+ sin (ц +52°30'),

У=-9 cos (ц +52°30').

Точка А₅ в выбранной системе координат занимает положение:

Х=636,5+95 sin (ц +52°30'),

У=47,6-9 cos (ц ф+52°30').

Точка С₂ в выбранной системе координат занимает положение:

Х=636,5+9 sin (ц +7°30'),

У=47,6-9 cos (ц +7°30').

Из координат подвижных точек видно, что движение точек кинематической схемы подчиняется синусоиодному или конусиодному закону.

Рис. 2.4. Угол отклонения кривошипа ОВ

Из проведенного анализа движения кинематической схемы привода элерона вbдно, что оно подчиняется конусиодному закону.

где 1-длина качалки, ц -угол между началом движения качалки и его конечной точкой остановки; -амплитуда; -уравнение движения точки; Т- (время за которое проходит качалка от начала движения и его окончанием.

Для качалки ОВ.

Уравнение движения:

Скорость очки

Касательное ускорение

нормальное ускорение

полное ускорение

вращательное ускорение

вращательная скорость

Данная формула действительна и для качалок О₁В₁ и О₁В₁

Для качалки О₁А₁:

Уравнение движения:

Скорость очки

Касательное ускорение

нормальное ускорение

полное ускорение

вращательное ускорение

вращательная скорость

Данная формула действительна для качалок О₂А₂, А₃О₃А₄, О₄А₄, О₄С₂.

Теперь для нахождения скорости и ускорения необходимо задать угол жду началом движения и его остановки, время прохождения от начальной яки и его конца. К примеру, задаём начало движения качалки ОВ от крайнего левого положения в краснее правое, т.е. ц=90° и время прохождения Т=5сек. Подставля данные в выше изложение получим.

Уравнение движения

S(t)= 8,5 cos ((рt)/5)

Уравнение скорости

v=5,38sin ((рt)/5)

Модуль касательного ускорения

а_ф= 3,4 cos ((рt)/5)

Модуль нормального ускорения

а_n= 2,4 sin² ((рt)/5)

Полное ускорение

а= (3,4 cos ((рt)/5))² + (2,4 sin² ((рt)/5))²

Что также верно для качалок О₁B₁ и О₁C₁. Для качалки ОВ построим таблицу и графики движения, скорости и ускорения.

Табл.2.3

ТВремя	S(t)Уравнения движения	V(t)Уравнение скорости	А(t)Полное ускорение
0	0	0	3,4
0,5	2,6	1,6	3,24
1	5	3,1	2,87
1,5	6,9	4,3	2,54
2	8,1	5	2,41
2,5	8,5	5,3	2,4
3	8,1	5	2,41
3,5	6,9	4,3	2,54
4	5	3,1	2,87
4,5	2,6	1,6	3,24
5	0	0	3,4



Рис. 2.5. График движения качалки ОВ

Рис. 2.6. График скорости качалки ОВ

Рис.2.7. График ускорения качалки ОВ

Для качалки O₁A₁.

Уравнение движения

S(t)= 6,4 cos ((рt)/5)

Уравнение скорости

v= 4 sin ((рt)/5)

Модуль касательного ускорения

а_ф= 2,5 cos ((рt)/5)

Модуль нормального ускорения

а_n= 1,8 sin² ((рt)/5)

Полное ускорение

а= (2,5 cos ((рt)/5))² + (1,8 sin² ((рt)/5))²

Что также верно для качалок О₂А₂, А₃О₃А₄, О₄А₄, О₄С₂. Для качалки построим таблицу 2.4 и графики движения, скорости и ускорения.

Табл. 2.4

ТВремя	S(t) Уравнения движения	V(t)Уравнение скорости	А(t)Полное ускорение
1	0	0	2,5
0,5	2	1,2	2,39
1	3,8	2,4	2,11
1,5	5,2	3,2	1,89
2	6,1	3,8	1,81
2,5	6,4	4	1,8
3	6,1	3,8	1,81
3,5	5,2	3,2	1,89
4	3,8	2,4	2,11
4,5	2	1,2	2,39
5	0	0	2,5



Рис. 2.8. График движения качалки

2.9. График скорости качалки

Рис. 2.10. График ускорения качалки О₁А₁

Векторы ускорения и скорости для кинематической схемы привода показаны на 3 листе чертежа.

Составим таблицу 2.5 и построим графики угловых скоростей и ускорений.

Табл. 2.5

ТВремя	щ(t) Уравнения движения	е(t)Уравнение скорости
0	0	0,419
0,5	0,124	0,398
1	0,235	0,338
1.5	0.324	0.246
2	0.381	0.129
2.5	0.401	0
3	0.381	-0.129
3.5	0.324	-0.246
4	0.235	-0.338
4.5	0.124	-0.398
5	0	-0.419

Рис 2.11. График угловой скорости кинематической схемы привода элерона

Рис. 2.12. График углового ускорения кинематической схемы привода элерона

2.3 Расчет, обоснование теоретических параметров рулевых поверхностей и требование к ним

Среди них следует различать основные рулевые поверхности, отклонением которых изменяет пространственное положение самолета в полете, и вспомогательные рулевые.

Необычное "внутреннее" расположение элеронов на самолете возникло из-за особенностей конструкции и компоновки крыла, которое на самолете Ип-96-300 является относительно "тонким" в связи с применением суперкритических профилей, и, следовательно, достаточно податливым на кручение, что в комбинации с большим удлинением (л, кр= 9,5) привело бы к сильному снижению эффективности элеронов, если бы они располагались на традиционных местах, т.е. на концах консолей крыла. Отличительной особенностью системы управления самолета Ил-96-300 является наличие на его крыле внешних элеронов, которые лишь условно можно отнести к поверхностям управления, т.к. они не используются непосредственно для управления пространственным положением самолета, а работают в автоматическом режиме непосредственного управления подъемной силой крыла самолета и относятся к системе автоматического демпфирования (САД).

Требование к элерону концевого крылышка:

Ш Элерон должен эффективно работа на режимах взлета и посадки;

Ш На кресерских режимах полета иметь минимальное лобовое сопротивление;

Ш Участвовать в системе автоматического демпфирования.

Концевое крылышка располагается под углом 122° к крылу, размах концевого крылышка 2,55 м а его площадь 3,5 м². Геометрические параметры концевого крылышка показаны на 5 листе чертежа. Основные геометрические параметры концевого крылышка:

в₀=1,95 м, в_к=0,9 м, L=2,55 м, ч_1/4⁼35°, S_к.кр=3,5 м².

Площадь элерона концевого крылышка должен составлять от 25% до 30% площади концевого крылышка. Размах элерона беру равным в₀=0,565 м, в_к=0,275 м, -1,3 15 м, в -0,75 м. Площадь элерона находится последующим формулам:

Найдя площадь элерона концевого крылышка, найдем его процентное cоставляющее концевого крылышка. (S_э.к.кр / S_к.кр)=0,97/3,5=0,277.

Найдем площадь осевой компенсации элерона концевого крылышка.

...