Аэродинамическими шарнирными моментами называю? моменты аэродинамических сил, действующих на органы управления относительно их осей вращения.
Шарнирный момент считается положительным, если он стремится отклонить руль (элерон) в положительном направлении.
У самолетов с обратимой системой управления от величины шарнирных моментов зависят усилия, прикладываемые летчиком к рычагам управления. При автоматическом или ручном управлении с рулевым приводом (бустером) шарнирными моментами определяется мощность рулевого привода, отклоняющего органы управления.
Шарнирный момент любого органа управления
Мш = отш5рЬдрА0И7> (10.112)
где тш - коэффициент шарнирного момента; Sp, Ьдр - соответственно площадь и средняя аэродинамическая хорда органа управления; kon - коэффициент торможения потока в области оперения.
У современных скоростных самолетов, имеющих большие размеры органов управления и совершающих полет с большими скоростными напорами, шарнирные моменты велики. Снизить величину шарнирного момента можно уменьшением коэффициента тш при помощи аэродинамической компенсации. Рассмотрим основные виды аэродинамической компенсации.
Осевая компенсация. При смещении оси вращения назад от передней кромки часть руля, находящаяся перед осью вращения (компенсатор), создает шарнирный момент обратного знака. Это приведет к уменьшению суммарного шарнирного момента руля (рис. 10.19, а). Если ось вращения совместить с центром давления руля, шарнирный момент станет равным нулю - наступит полная компенсация. При дальнейшем смещении оси вращения назад наступит перекомпенсация и изме — . интся знак шарнирного момента.
Осевая компенсация наиболее распространена из-за простоты конструктивного выполнения и хороших аэродинамических характеристик, однако осложняется тем, что положение центра давления руля зависит от числа М полета.
Внутренняя компенсация близка по идее к осевой и чаще применяется иа элеронах (см. рис. ‘10.19, б). Шарнирный момент уменьшается благодаря моменту сил, действующих на компенсатор, расположенный в полости с узкими щелями внутри крыла (оперения). Верхняя часть полости герметически отделена от нижней гибкой диафрагмой. Компенсатор воздушным потоком не обтекается, а находится под действием разности давлений, возникающей в полости при отклонении элерона (руля). Компенсатор не вносит возмущений в поток, что особенно важно при больших числах М. Недостатком такой компенсации является ограничение диапазона отклонения органов управления, в особенности, при тонком профиле крыла (оперения).
Сервокомпеисация-это дополнительный руль, кинематически связанный с основным рулем и неподвижной частью оперения так, что при отклонении основного руля иа некоторый угол сервокомпенсатор отклоняется на пропорциональный ему угол в противоположную сторону (см. рис. 10.19, в). При этом на сервокомпенсатор действуют аэродинамические силы, уменьшающие’ шарнирный момент руля.
На легких дозвуковых самолетах применяется роговая компенсация, представляющая собой часть поверхности руля, вынесенную впереди оси вращения и расположенную у края рулей. Недостатком такой компенсации является возможность возникновения тряски оперения из-за срыва потока при больших углах отклонения руля.
Уменьшить шарнирный момент руля высоты можно также отклонением (перестановкой) подвижного стабилизатора.
Аэродинамическая компенсация, если она правильно подобрана, уменьшает шарнирный момент, но не. сводит его к нулю.
При продолжительном полете на каком-либо режиме целесообразно шарнирный момент свести к нулю. Для этой цеди применяются триммеры.
Триммер представляет собой вспомогательную поверхность на задней части руля или элерона, не связанную кинематически с отклонением руля (см. рис. 10.19, г). Управление триммером самостоятельное из кабины летчика. ■ ‘
Для получения нулевого шарнирного момента триммер отклоняется на соответствующий угол, противоположный по знаку углу отклонения основного руля.
При определении шарнирных моментов единственно надежным способом является экспериментальный.
Результаты обработки экспериментальных данных показывают, что в пределах плавного, обтекания коэффициенты шарнирных моментов являются Линейными функциями углов атаки (сНольження), углов отклонения рулей (элеронов) и триммера
Приближенные расчетные формулы для оценки производных шарнирных моментов при проектировании приведены в .
На величину коэффициента шарнирного момента значительное влияние оказывает сжимаемость воздуха. С наступлением волнового
Рис. 10.20. Примерная зависимость коэффициента тш от числа М
кризиса центр давления на рулевых поверхностях перемещается назад и коэффициент шарнирного момента на околозвуковых скоростях резко возрастает (рис. 10.20),
Шарнирный момент
Шарнирный момент
момент Мш, аэродинамических сил, действующих на орган управления относительно его оси вращения. В аэродинамических исследованиях обычно пользуются коэффициентом шарнирного момента (см.
Аэродинамические коэффициенты) mш, равным
mш = Мш/(qSbA),
где q - , S - площадь поверхности органа управления, bA - его САХ. Ш. м. возникает при отклонении органа управления (ОУ) (характеризуется значением производной mш(δ) коэффициента Ш. м. по углу (δ) отклонения ОУ) и при изменении угла атаки (α) (характеризуется производной mш(α) коэффициента Ш. м. по (α)). Зависимости mш(δ) и mш(α) от углов (δ) и (α) в общем случае нелинейны, поэтому важной характеристикой является максимальное значение Ш. м. в рассматриваемом диапазоне углов отклонения ОУ и углов атаки. Ш. м. зависит от геометрических характеристик ОУ, режимов полёта и др. При переходе через Ш. м. существенно возрастает. Значение Ш. м. определяет усилие, необходимое для отклонения ОУ; снижение этого усилия достигается компенсацией Ш. м.
Авиация: Энциклопедия. - М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .
Смотреть что такое "Шарнирный момент" в других словарях:
шарнирный момент Энциклопедия «Авиация»
шарнирный момент - шарнирный момент момент Mш, аэродинамических сил, действующих на орган управления относительно его оси вращения. В аэродинамических исследованиях обычно пользуются коэффициентом шарнирного момента (см. Аэродинамические коэффициенты) mш,… … Энциклопедия «Авиация»
Bóeing 737 (русск. Боинг 737) самый популярный в мире узкофюзеляжный реактивный пассажирский самолёт. Boeing 737 является самым массовo производимым реактивным пассажирским самолётом за всю историю пассажирского авиастроения (6160 машин заказано… … Википедия
Оперение самолёта У этого термина существуют и другие значения, см. Оперение (значения). Оперение (оперение летательного аппарата … Википедия
- (от латинского servus раб, слуга и compensatio возмещение, уравновешивание) уменьшение шарнирного момента, действующего на орган управления (ОУ), за счёт аэродинамических сил, создаваемых сравнительно небольшой вспомогательной поверхностью… … Энциклопедия техники
сервокомпенсация Энциклопедия «Авиация»
сервокомпенсация - Рис. 1. Схема сервокомпенсации. сервокомпенсация (от лат. servus раб, слуга и compensatio возмещение, уравновешивание) уменьшение шарнирного момента, действующего на орган управления (ОУ), за счёт аэродинамических сил,… … Энциклопедия «Авиация» - условное название систем управления летательным аппаратом, в которых для отклонения органов управления (ОУ) используются бустеры (см. Рулевой привод). Появление и развитие Б. у. обусловлено тем, что с ростом скоростей полёта и увеличением массы… … Энциклопедия техники
Уменьшение шарнирного момента руля, приводящее к снижению усилия на командные рычаги управления, осуществляется с помощью аэродинамической компенсации. К аэродинамическим средствам компенсации относятся следующие (рис. 63): осевая и роговая компенсация рулей; внутренняя или статическая компенсация рулей; сервокомпенсатор; пружинный сервокомпенсатор.
Сущность осевой компенсации заключается в том, что ось вращения руля помещается не вдоль носка, а несколько сзади (ближе к центру давления). В результате уменьшения расстояния аэродинамической силы R p от оси вращения шарнирный момент уменьшается. Дальнейшее перемещение оси вращения в направлении от носка может привести к перемене знака шарнирного момента; это явление носит название перекомпенсации. Величина осевой компенсации определяется из соотношений:
Где S р.в, S р.н, S эл - соответственно площади руля высоты, руля направления и элерона; S к.в, S к.н, S к.э - площади компенсационной части указанных рулей.
У рулей, снабженных роговой компенсацией, концевая часть рулевой поверхности располагается перед осью руля и при повороте руля действующая на роговой компенсатор аэродинамическая сила создает момент, противоположный шарнирному моменту.
Внутренняя или статическая компенсация рулей чаще всего применяется на элеронах. Носок элерона соединяется с крылом воздухонепроницаемой гибкой диафрагмой. При отклонении элерона избыточное давление на диафрагму создает силу, способствующую его отклонению. Для компенсации такого типа характерно отсутствие перетекания воздуха из зоны повышенного давления в зону пониженного, а также устранение выхода носка руля при его отклонении за габариты крыла, что снижает лобовое сопротивление крыла. Внутренняя компенсация особенно полезна при полете на больших скоростях, однако осуществление ее в тонких профилях затруднено, так как она ограничивает углы отклонения элерона.
На рис. 63, г приведена схема сервокомпенсатора. Принцип действия его подобен действию триммера. В то же время между ними имеется существенное различие. Если триммер отклоняется только по воле пилота и отклонение руля не вызывает поворота триммера, то сервокомпенсатор при помощи четырехзвенного механизма отклоняется всегда в сторону, обратную отклонению основного руля.
Угол отклонения компенсатора увеличивается при увеличении отклонения руля.
Рассмотрим работу пружинного сервокомпенсатора. Качалка Управления, помещенная на оси вращения руля на подшипниках, соединяется с рулем через пружинную тягу с предварительно затянутыми пружинами (на схеме для простоты эта тяга показана виде одной пружины). Второй конец качалки жесткой тягой соединен с компенсатором. Если снять пружинную тягу, то поворот качалки управления не вызовет отклонения руля, а вызовет поворот компенсатора. В том случае, когда аэродинамические силы, действующие на руль, малы и усилия, потребные для отклонения руля, не превышают усилий предварительной затяжки пружин в пружинной тяге, то последнюю можно рассматривать как жесткий стержень неизменной длины, и поворот руля не вызывает отклонения компенсатора. При этом вследствие малой величины шарнирного момента не требуется применение аэродинамической компенсации.
Но как только аэродинамические силы, действующие на руль, возрастут, например вследствие увеличения угла отклонения руля или повышения скорости полета, и для отклонения руля потребуются усилия в тяге управления, превышающие усилия предварительной затяжки пружин в пружинной тяге, то при отклонении руля одновременно пружинная тяга будет удлиняться или укорачиваться. Это вызовет поворот качалки относительно руля и отклонение компенсатора в сторону, противоположную отклонению руля. Угол отклонения компенсатора пропорционален усилию, потребному для отклонения руля.
Таким образом, автоматически включившийся (отклонившийся) сервокомпенсатор снижает усилия, потребные для отклонения руля до вполне допустимых величин. Пружинный сервокомпенсатор широко применяется на рулях направления многомоторных самолетов.
Расчеты показывают, что у сверхзвуковых самолетов наблюдается чрезвычайно сильный рост усилий на рычагах управления. Широкий диапазон изменения этих усилий от малых на дозвуковых скоростях до очень больших на сверхзвуковых скоростях полета требует вводить переменную по числу М аэродинамическую компенсацию. Рассмотренные здесь виды компенсации не дают возможности получать приемлемые (по величине и знаку) усилия на рычагах управления на всех скоростях полета. Выходом из положения явилось применение системы управления, в которой усилия пилота усиливаются.
Однако и при наличии усилителей управления (бустеров) рули должны иметь аэродинамическую компенсацию: во-первых, для снижения потребных мощностей бустеров, во-вторых, для повышения безопасности аварийного перехода на ручное управление при выходе бустера из строя.
Весовая балансировка (весовая компенсация) рулей предназначена для предотвращения незатухающих упругих колебаний оперения и крыла, возникающих при полете на больших критических скоростях. Сущность весовой компенсации состоит в том, что центр тяжести руля совмещается при помощи дополнительных грузов, расположенных в передней части руля, с осью его вращения или сдвигается вперед относительно оси. В последнем случае весовая компенсация называется перебалансированной.
Весовая компенсация осуществляется с помощью чугунных болванок и различных агрегатов, устанавливаемых в носке руля. Возможна также установка компенсирующего груза на специальных кронштейнах, прикрепленных к рулю. Эти противовесы стремятся разместить внутри неподвижных частей оперения или внутри фюзеляжа.
Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов
Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.
Шарнирный момент. Степень статической устойчивости самолета со "свободным рулем"
Отклоненная от некоторого положения рулевая поверхность испытывает на себе действие скоростного напора воздуха и сопротивляется отклонению. В результате возникает так называемый шарнирный момент, который действует относительно оси подвески рулевой поверхности и в случае простой механической проводки создает усилие на ручке управления.
Пренебрегая трением в проводке управления, это усилие можно записать в виде:
где - передаточный коэффициент в системе продольного управления; – линейное отклонение рычага управления.
Согласно принятому правилу знаков, положительным считается давящее усилие на рычаге – «от себя», а отрицательным – тянущее усилие – «на себя». Для самолетов нормальной схемы и схемы «бесхвостка» К ш ? 0, для схемы «утка» К ш ? 0.
Если ? в выражено в радианах, а х в – в метрах, то К ш имеет размерность м -1 (1/м). У самолетов различных классов К ш изменяется в пределах К ш ? 1,0…2,0 м -1 .
Величина шарнирного момента определяется формулой:
где S в – площадь рулевой поверхности (руля высоты);
b A в – САХ рулевой поверхности;
m ш – коэффициент шарнирного момента, определяемый в виде:
где - угол отклонения триммера руля высоты и производная шарнирного момента по углу отклонения триммера.
Усилие на рычаге управления, вызванное шарнирным моментом, определяется по формуле
При полностью необратимой системе гидравлического (бустерного) управления летчик не чувствует усилий на ручке управления от шарнирных моментов, что недопустимо по условиям управляемости самолета. В этом случае усилие на ручке создается искусственно, загрузочным механизмом. Однако об этом ниже.
При введении понятия степени статической устойчивости по перегрузке считали, что положение органа управления в ходе маневра фиксировано.
Другими словами, летчик выдерживает в ходе маневра, а начальный этап маневра, когда осуществляется переход к маневру с данной перегрузкой, не рассматривается.
Соответственно, и при подсчете производной предполагается, что при изменениии соответствующем измененииотклонение органов управления фиксировано. На практике летчик контролирует обычно не отклонениеруля, а отклонение ручки, которое связано с некоторым изменением усилия. При однозначной связи междуи(рис. 2.32)эти воздействия аналогичны.
Рассмотрим установившийся маневр, выполняемый с
Рассмотрим случай, когда шарнирный момент руля высоты в ходе маневра постоянен (при обратимой системе управления это эквивалентно маневру с постоянным усилием на ручке управления). При этом угол отклонения руляилиможет меняться, но таким образом, чтобы выполнялось условие.
Здесь -коэффициент шарнирного момента руля высоты для руля высоты и ЦПГО, соответственно
Тогда при определении полной производной продольного момента по нужно учесть, что
Частный случай условия - эквивалентен полету самолета со "свободным рулем", т.е. рулю устанановившемуся по потоку. Если изменяется угол атаки, то одновременно должен меняться уголилии, следовательно, .
Тогда, учитывая, что, получим выражений для полной производной
Пренебрегая влиянием подъемной силы оперения на подъемную силу самолета, определим производнуюиз условия (2.61) при
Подставляя (2.63)в (2.62), получим выражение степени статической устойчивости по перегрузке самолета со "свободным рулем".
Эта производная обозначается через
Подставляя выражение в формулу (2.64), получим:
где величина
называется нейтральной центровкой самолета со свободным рулем. Последнее слагаемое учитывает влияние отклонения руля на положение нейтральной центровки (или фокуса), которые определяются для фиксированного положения руля.
Если центр тяжести расположен в точке, то для искривления траектории не потребуется изменение усилий на ручке управления. Знак производной, как и в случае с закрепленным рулем, определяет правильное направление перемещения ручки управления.
Часто для управления самолетом используют цельноповоротный стабилизатор.
В этом случае для обратимой системы управления при свободной ручке управления и однозначной связи между ручкой и стабилизатором при изменении угла атаки стабилизатор станет вдоль потока, и продольный момент самолета будет равен моменту без горизонтального оперения. Если самолет без горизонтального оперенья неустойчив, то при свободном стабилизаторе условие не будет обеспечено, и знаки управления будут обратными.
Такая система управления недопустима.
Поэтому при цельноповоротном стабилизаторе обязательно используются необратимое бустерное управление. Необратимый бустер не пропускает на ручку изменение шарнирного момента. Поэтому для необратимой системы показатель не имеет смысла и полностью характеризует устойчивость системы. Если связь между отклонением ручки управления и рулей не однозначна (например, из-за упругости проводки, наличие автоматики и т.п.), то следует различать степень устойчивости со свободным и фиксированным рулем (стабилизатором) и свободной и фиксированной ручкой управления.
Аэродинамическими шарнирными моментами , называются моменты аэродинамических сил, действующих на органы управления относительно их осей вращения. Шарнирный момент считается положительным, если он стремится отклонить рули или элероны в положительном направлении.
На самолетах применяются обратимые и необратимые системы управления. У самолетов с обратимой системой управления весь шарнирный момент или его определенная часть уравновешивается усилиями летчика, прикладываемыми к рычагу управления. У самолетов с необратимой системой управления весь шарнирный момент воспринимается рулевым приводом (бустером), отклоняющим органы управления.
Шарнирный момент любого органа управления равен
где - коэффициент шарнирного момента;
Соответственно площадь и средняя аэродинамическая хорда органа управления;
Коэффициент торможения потока в области оперения.
У современных самолетов, имеющих большие размеры рулевых поверхностей и летающих с большими скоростями (скоростными напорами), шарнирные моменты велики. Снизить величину шарнирного момента можно за счет уменьшения его коэффициента , используя аэродинамическую компенсацию органов управления. Существуют различные виды аэродинамической компенсации: осевая, внутренняя, сервокомпенсация, компенсация с помощью триммера (рис. 11).
 |
Рис. 11. Основные виды аэродинамической компенсации и схема работы триммера:
а - осевая; б - внутренняя; в - сервокомпенсация; г - с помощью триммера; 1 - ось вращения; 2 - компенсатор; 3 - тяга управления рулем; 4 - триммер; 5 - тяга управления триммером
Наибольшее распространение получила осевая компенсация из-за простоты конструктивного выполнения и достаточной эффективности (рис. 11,а). Кроме того, она практически не влияет на эффективность органов управления.
При смещении оси вращения назад от передней кромки часть руля, находящаяся перед осью вращения (компенсатор), создает шарнирный момент обратного знака. Это приводит к уменьшению суммарного момента. Если ось вращения совместить с центром давления руля, то шарнирный момент станет равным нулю - наступит полная компенсация. При дальнейшем смещении оси вращения назад наступит перекомпенсация и изменится знак шарнирного момента.
При продолжительном полете на каком-либо режиме желательно свести шарнирный момент к нулю. Для этой цели применяют триммеры. Триммер представляет собой вспомогательную поверхность, устанавливаемую на задней части органа управления и имеющую самостоятельное управление. Для получения нулевого шарнирного момента триммер отклоняют на соответствующий угол в сторону, противоположную отклонению органа управления. (рис. 11,г)
