Конструкция вертикального оперения самолета. Горизонтальное хвостовое оперение. Вертикальное хвостовое оперение

Оперение самолета - стреловидное, свободнонесущее, Т-образное. Вертикальное оперение включает в себя неподвижный киль и руль направ­ления, снабженный триммером и сервокомпенсатором, аэродинамический профиль вертикального оперения, симметричный, с относительной толщиной 11%. Горизонтальное оперение включает в себя цельный, управляемый в полете стабилизатор и две половины руля высоты, снабженные триммера­ми; управление стабилизатором электрогидравлическое, дистанционное.

На киле предусмотрены резервные механические нерегулируемые упоры, ограничивающие перемещение стабилизатора в пределах от +1˚45" до -12˚45". Аэродинамический профиль горизонтального оперения типа ПАСА-10%. Руль направления и руль высоты имеют аэродинамическую ком­пенсацию и весовую балансировку. В передних кромках киля и стабили­затора расположены каналы воздушно-термической системы противообле­денения. Киль обеспечивает путевую устойчивость самолета, крепится к шпангоутам 66, 71 и 70 фюзеляжа

Рис. 36. Спойлер:

1-интерцептор; 2, 3-вторая и первая секции спойлера; 4, 5, 6-первый, второй и третий узлы подвески второй секции спойлера к крылу; 7-сотовый заполнитель; 8-резиновый профиль; 9-силовая нервюра; 10-сое­динительный болт; 11-кронштейн спойлера; 12-кронштейн крыла.

тремя силовыми узлами по первому, второму и третьему лонжеронам соответственно и бортовыми фрезерован­ными угольниками 12 (рис. 37). Первый и второй узлы (А и Б) креп­ления киля к фюзеляжу однотипны. К корневым участкам первого и вто­рого лонжеронов болтами приклепано по два фасонных фитинга 16 и 21 (по одному слева и справа) и два стыковых угольника 22 и 24. Каждый фитинг лонжерона соединяется с фитингом соответствующего шпангоута фюзеляжа четырьмя18мм болтами на первом узле и16мм болтами - на втором узле. Фитинги третьего узла крепления киля к фюзеляжу на тре­тьем лонжероне выполнены за одно целое с корневыми участками его по­лок и стыкуются каждый с фитингом 13 шпангоута 70 шестью болтами22мм. По всем трем узлам крепления лонжеронов стыковыми угольниками к со­ответствующим шпангоутам фюзеляжа и крепление киля по бортовому уго­льнику к фюзеляжу выполнено болтами, т.е. киль съемный. В верхней части киля крепится управляемый стабилизатор; передняя, корневая, часть киля плавно переходит в обтекатель воздухозаборника среднего двигателя Д-36 и служит капотом вспомогательной силовой установки ТА-6В. В киле размещены: механизм перестановки стабилизатора, меха­низм стопорения рулей высоты и направления, антенны радиооборудова­ния, трубопроводы противообледенительной системы, тяги и качалки управления рулями, а также проложены коммуникации самолетных систем. На законцовке киля установлен проблесковый маяк МСЛ-3. В хвостовой части киля установлены четыре кронштейна узлов крепления руля нап­равления. Киль состоит из каркаса, обшивки, отъемной носовой части и законцовки.

Каркас киля, состоящий из продольного и поперечного наборов, закрыт гладкой дюралюминиевой обшивкой, передняя кромка которой вы­полнена в виде съемного кока. В верхней передней части киля располо­жена законцовка, плавно сопрягающаяся с управляемым стабилизатором.

Продольный набор каркаса состоит из трех лонжеронов, передней и задней стенок, по 19 правых и левых стрингеров. Лонжероны и перед­няя стенка представляет собой клепаные балки, состоящие из поясов таврового сечения и стенок, подкрепленных стойками из уголковых про­филей и имеющих отверстия облегчения.

Поперечный набор киля образован нервюрами с 1 по 22, концевой нервюрой 23 и тринадцатью дополнительными носками, расположенными между стенкой и первым лонжероном. По нервюре 1 киль стыкуется с капотом двигателя ТА-6В вспомогательной силовой установки, нервюры 2-22, расположены перпендикулярно оси третьего лонжерона, кон­цевая нервюра 23 установлена па­раллельно линии полета. Нервюры 1, 3, 5, 9, 12, 13, 17, 22 и 23 си­ловые, остальные нервюры промежуточные. Нервюра 1 представляет собой торцовый носок киля, образованный верхней и нижней стенками, стыко­вым профилей, установленным на стенке по контуру фюзеляжа, и уголко­выми профилями, усиливающими нижнюю часть нервюры. Верхняя стенка снабжена зигами жесткости, имеет окантованное отверстие для прохода выхлопного сопла двигателя TА-6В и является противопожарной перего­родкой отсека ВСУ. В верхней части киля от стрингера 7 до второго лонжерона установлены два фитинга, усиливающих конструкцию в связи с установкой на этом участке кронштейна крепления механизма переста­новки стабилизатора. Фитинги отштампованы из материала АКБ. Хвосто­вые части нервюр 9 и 17 усиленные; каждая часть образована двумя стенками швеллерного сечения, между которыми вклепан кронштейн узла крепления руля направления, а нервюры 12 и 13 удлинены за заднюю стен­ку киля и вместе с набором диафрагм и накладок

Рис. 37. Крепление киля к фюзеляжу:

1-распорный уголковый профиль; 2-первый лонжерон киля; 3-нервюра 1; 4-обшивка киля; 5-нервюра 3; 6-нервюра 4; 7-второй лонже­рон киля; 8-обшивка фюзеляжа; 9-нервюра 5; 10-уголковый профиль; II-третий лонжерон киля;

12-бортовой угольник; 13-фитинг шпангоута 70; 14-шпангоут 70; 15-балка подвески среднего двигателя; 16-фитинг вто­рого лонжерона; 17-шпангоут 71; 18-фитинг шпангоута 71; 19-фитинг первого лонжерона; 20-шпангоут 66; 21-фитинги первого лонжерона; 22-стыковой угольник первого лонжерона; 23-стыковой угольник нервюры 3; 24-стыковой угольник второго лонжерона; 25-стыковой угольник третье­го лонжерона; 26-накладка.

усиливают каркас киля в месте установки кронштейна опорного узла крепления руля направле­ния. На кронштейне, соединяющем хвостовые части нервюр 12 и 13, рас­положены упоры, ограничивающие углы отклонения руля направления. Нервюра 22 располагается между узлом крепления стабилизатора и зад­ней стенкой киля, представляет собой штампованную стенку с двумя приклепанными кронштейнами четвертого узла крепления руля направле­ния. Нервюра 23 является концевой, на ней установлены кронштейны крепления стабилизатора и его нижние упоры. Нервюра швеллерного се­чения отштампована из материала АК6, имеет технологические отверс­тия, на участке первого лонжерона с ней стыкуется штампованный из листового дюраля носок. Обшивка киля состоит из дюралевых листов, которые крепятся к каркасу заклепками и болтами. В обшивке сделаны эксплуатационные люки для подхода к механизму перестановки стабили­затора, агрегатам управления и антеннам радиооборудования, а также предусмотрены съемные панели для подхода к коммуникациям самолетных систем. На правом борту киля в районе выхлопного отверстия ВСУ обшив­ка выполнена из материала Д19АМО с последующей закалкой; на эту об­шивку наклепывается защитный экран из титанового листа OT4-Iтолщи­ной 0,6мм с подслоем стеклоткани. Носовая часть киля сделана съем­ной для подхода к трубопроводам противообледенительной системы, кре­пится к каркасу киля по контуру болтами с самоконтрящимися гайками. Носовая часть образована наружной и внутренней обшивками и каркасом, состоящим из диафрагм и продольного кожуха. В канале, образованном двумя обшивками и кожухом, закреплен трубопровод противообледенитель­ной системы. Горячий воздух, поступающий в носовую часть киля, рас­пределяется через поперечные прямоугольные каналы, образованные на­ружной обшивкой и приклепанной к ней внутренней гофрированной обшив­кой.

Законцовка киля состоит из набора диафрагм и стрингеров, к ко­торым приклепана обшивка, на поверхности обшивки справа и слева на силовой диафрагме установлены стальные накладки для упорных роликов стабилизатора и верхние упоры, ограничивающие отклонение стабилиза­тора при отсоединенном управлении.

Руль направления крепится к килю на четырех уз­лах, расположенных по осям нервюр 9, 13, 17 и 22 киля и обеспечивает путевую управляемость самолета. Первый, третий и четвертый узлы кре­пления однотипные. Каждый узел состоит из кронштейна руля и двух кронштейнов киля, соединенных серьгой. Кронштейны руля двухушковые, крепятся к лонжерону болтами и самоконтрящимися гайками. Ответные кронштейны киля крепятся к соответствующим нервюрам и задней стенке киля болтами; для соединения с серьгой снабжены шарнирными подшипни­ками. В отверстия серег со стороны соединения с кронштейнами руля запрессована подшипники. Второй узел крепления является опорным, во­спринимает осевые и радиальные нагрузки, состоит из двух торцовых кронштейнов руля и кронштейна киля, соединенные серьгой. Торцовые кронштейны прикреплены болтами и заклепками к лонжерону и балке руля, расположенной между нервюрами 11 и 17. Ответный кронштейн на киле прикреплен болтами и заклепками к удлиненным хвостовым частям нервюр 12 и 13. Все кронштейны и серьги узлов отштампованы из сплава АК6. Руль направления имеет однолонжеронную схему, состоит из каркаса, обшивки, триммера и сервокомпенсатора. Кроме лонжерона в каркас вхо­дит продольная балка между нервюрами 11 и 17, хвостовая балка, 35 нервюр, каркасы нижнего и верхнего хвостовых отсеков.

Лонжерон представляет собой клепаную балку с поясами из прессованных уголко­вых профилей. Стенка лонжерона имеет отверстия облегчения и подкреп­лена стойками из прессованных уголковых профилей. На лонжероне уста­новлены кронштейны узлов крепления руля к килю и кронштейны крепления элементов управления рулем, сервокомпенсатором и триммером.

Обшивка руля направления состоит из лобовой, носовой и средней частей. Носовая обшивка состоит из правых и левых листов дюраля тол­щиной 1,0мм. Вдоль носовой кромки руля на участках между вырезами под узлы крепления установлены балансиры. Балансирами являются лобо­вые обшивки из стали ЗОХГСА-Л2, к которым с внутренней стороны кре­пятся болтами дополнительные стальные грузы. Средняя обшивка между лонжероном и хвостовым профилем образована правым и левым листами дюраля толщиной 0,8мм. На обшивке в районе нервюр 22 и 24 по правому борту и в районе нервюр 15 и 17 по левому борту установлены обтека­тели, закрывающие тяги управления триммером и сервокомпенсатором.

Хвостовые отсеки руля направления расположены в нижней части руля между нервюрами 1 и 10 и в верхней части - между нервюрами 28 и 35. В промежутке между этими отсеками к рулю подвешены сервоком­пенсатор и триммер. Каждый хвостовой отсек состоит из продольной сте­нки, поперечных диафрагм, вкладыша в заднюю кромку и обшивки.

Сервокомпенсатор РН однолонжеронной схемы пред­назначен для уменьшения шарнирного момента при управлении самолетом и крепится к рулю на трех узлах. Первый узел расположен по нервюре 10, второй узел - по нервюре 16 и третий - по нервюре 20 руля направле­ния. Каждый узел состоит из фитинга (кронштейна) сервокомпенсатора и фитинга (кронштейна) руля, соединенных между собой серьгой. Кронштей­ны и серьги узлов отштампованы из сплавов АК6 иAK4-1. Сервокомпен­сатор имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Каркас сервокомпенсатора состоит из лонжерона таврового сечения, 10 диафрагм. 5 носков, подкрепляющих вырезы под кронштейны узлов под­вески, вкладыша в заднюю кромку и фитинга, усиливающего лонжерон в месте крепления рычага управления. Каркас сервокомпенсатора обшит листовым дюралюминием толщиной 0,6 мм.

Триммер РН предназначен для путевой балансировки само­лета и крепится к рулю на трех узлах. Первый узел расположен по нер­вюре 20 руля направления, второй узел - по нервюре 24 и третий узел - по нервюре 28. Узлы крепления триммера по конструкции подобны узлам сервокомпенсатора. На правом борту триммера снаружи, совместно с кро­нштейном второго узла установлены два рычага. Один рычаг с впрессо­ванным шарикоподшипником выполнен из титанового сплава ВТ22, к этому рычагу подсоединяется тяга от электромеханизма управления триммером. Другой рычаг с впрессованным шарнирным подшипником отштампован из сплава АК6. К этому рычагу подсоединяется тяга от датчика ДС-10 сис­темы сигнализации положения триммера.

Рис.38. Схема оперения

Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость самолета, уравновешивая момент, возникающий вследствие несовпадения точки приложения аэродинамической силы, действующей на крыло, с центром тяжести самолета. Аэродинамическая сила крыла созда­ет обычно момент на пикирование, для уравновешивания которого гори­зонтальное оперение должно создавать подъемную силу, направленную вниз. С этой целью стабилизатор самолета выполнен управляемым в полете. Углы установки стабилизатора от +1˚до -12˚. На стоянке угол установки +1° для того, чтобы от ветра и струй газового потока маневрирующих самолетов не происходило опрокидывания на хвост. Стабилизатор крепит­ся к килю с помощью переднего и заднего узлов.

Передний узел состоит из двух аналогичных по конструкции кронш­тейнов, отштампованных из сплава АК6. Кронштейны болтами и заклепками закреплены к переднему лонжерону и соединяются стыковыми болтами с гайкой механизма перестановки через промежуточные кронштейны.

Задний узел крепления состоит из двух проушин балки, соеди­няющей правую и левую половину второго лонжерона стабилизатора, крон­штейна, закрепленного болтами и заклепками к третьему лонжерону и концевой нервюре киля, двух переходников. С помощью переходников про­ушины балки стабилизатора соединяются с кронштейном киля стыковыми болтами, которые одновременно являются осью поворота горизонтального оперения. Балка стабилизатора, переходники и кронштейн киля отштампо­ваны из титанового сплава ВТ-22.

Стабилизатор неразъемный, двухлонжеронной схемы, состоит из кар­каса, обшивки, двух носовых частей, двух законцовок, хвостового обте­кателя и боковых зализов. Ось симметрии стабилизатора в плане совпа­дает с продольной осью самолета. В продольный набор каркаса входят: первый лонжерон, второй лонжерон с балкой, задняя стенка и стрингеры. Левая и правая половины первого лонжерона стыкуются между собой по оси симметрии стабилизатора, обе половины второго лонжерона стыкуются с балкой. Всего каждая половина стабилизатора имеет 16 нервюр, из них 1, 2, 3, 4, 6, 9, 12, 15 и 16 силовые. Нервюра 1 проходит по оси симметрии и является общей для двух половин стабилизатора, по ней стыкуются об­шивки и стрингеры. В хвостовые части нервюр 6, 9, 12 и 15 вмонтированы кронштейны узлов навески руля высоты. Нервюра 16 одновременно являет­ся продольной диафрагмой каркаса законцовки стабилизатора. К ней кре­пятся торцовый узел навески руля высоты, стрингеры, обшивка стабили­затора, диафрагмы и обшивка законцовки.

Обшивка каждой половины стабилизатора от первого лонжерона до задней стенки делится на верхнюю и нижнюю. Обшивки стыкуются по оси симметрии стабилизатора. Верхняя обшивка выполнена из листового дю­раля толщиной 1,2 мм, нижняя - из листового дюраля толщиной 1,5 мм. Между нервюрами 9 и 16 обшивка имеет окна химического фрезерования до толщины 0,8 мм. Нижняя обшивка состоит из двух листов с продольным стыком по стрингеру 3. Обшивка крепится к каркасу заклепками и бол­тами. В обшивке сделаны окна и эксплуатационные люки для подхода к качалкам управления рулем высоты и к агрегатам ПОС. Вырезы под люки в обшивке усилены окантовками. Крышки большинства люков в закрытом положении удерживаются болтами с анкерными гайками. Конец тяги упра­вления, идущей к рычагу каждой половины руля высоты, закрыт обтека­телем, который прикреплен к нижней обшивке в районе нервюр 8 и 9.

Носовая часть стабилизатора несъемная, состоит из правой и ле­вой половины. Каждая половина носовой части крепится к полкам перво­го лонжерона к концевым нервюрам 16. Каждая носовая часть образована наружной и внутренней обшивками и каркасом, состоящим из носков, ди­афрагм, кожуха и вверху разрезных стрингеров. В канале, образованном двумя обшивками и кожухом, закреплен трубопровод противообледените­льной системы. Горячий воздух, поступающий из трубопровода противо­обледенительной системы в носовую часть стабилизатора, распределяется через поперечные прямоугольные каналы, образованные наружной и при­клепанной к ней внутренней обшивками. В корневой части каждого нос­ка установлен кронштейн с упорный роликом. Ролики при перестановках стабилизатора, опираясь, катятся по направляющим пластинам законцов­ки киля и исключают поперечные перемещения стабилизатора. Кронштейны крепления роликов отлиты из материала AЛ-19. Для подхода к кронштей­нам с роликами в корневой части каждого носка сделан люк.

Законцовки стабилизатора несъемные, состоят из торцовых нервюр, набора диафрагм и обшивки. Торцевая нервюра 16 швеллерного сечения неразъемная, гнутая из листового дюраля толщиной 1,0 мм, имеет отвер­стия облегчения. В хвостовую кромку законцовки вклепан сухарь из сте­клотекстолита КАСТ-В и кронштейн для разрядника статического элект­ричества. Законцовка соединяется с носовой частью стабилизатора бол­тами и анкерными гайками, а с остальной частью - заклепками.

Хвостовой обтекатель стабилизатора является продолжением сред­ней части его и состоит из продольных стрингеров, поперечных диаф­рагм, обшивки и съемного хвостового кока. Обшивка выполнена из лис­тового дюраля толщиной 0,6мм и 1,0мм, приклепана к стрингерам и диа­фрагмам. Хвостовой кок состоит из трех диафрагм и радиопрозрачной обшивки из стеклоткани, подсоединяется к обтекателю на болтах.

Боковые зализы вместе со средней частью стабилизатора закрывают выступающие за пределы киля задние узлы крепления стабилизатора. Зализы съемные, расположены на участке между законцовкой киля и хвостовым обтекателей стабилизатора. Каждый зализ состоит из обшивки

и каркаса.

Руль высоты однолонжеронной схемы снабжен аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой, состоит из двух половин. Каж­дая половина руля имеет триммер и подвешена к стабилизатору на шести узлах. Балансировка руля высоты выполнена в виде лобовой обшивки из листовой стали 30ХГСА-Л2, к которой с внутренней стороны болтами и заклепками закреплен дополнительный стальной груз. Около четвертого и пятого узлов подвески в носовой части руля установлены выносные балансировочные свинцовые грузы, помещенные в дюралевых кронштейнах. Каждая половина руля высоты состоит из каркаса, обшивки и триммера. Каркас половины руля состоит из лонжерона, носовых диафрагм, 35 нер­вюр хвостовой части руля и профилей, окантовывающих вырез под трим­мер. Лонжерон представляет собой балку швеллерного сечения, гнутую из листового дюраля, подкрепленную стойками и имеющую подштамповки стенки в местах установки кронштейнов узлов крепления руля. Носовые диафрагмы отштампованы из листового дюраля. На первой торцевой диаф­рагме расположены упоры, ограничивающие углы отклонения руля. Носо­вая обшивка состоит из верхних и нижних листов дюраля толщиной 1,5 мм. Хвостовая обшивка состоит также из верхних и нижних листов дюраля толщиной 0,6 мм. Между обшивками по хвостовой кромке вклеен сухарь из стеклотекстолита КАСТ-В. Обшивка к каркасу руля крепится заклеп­ками. На нижней обшивке каждой половины руля смонтировано по два об­текателя, закрывающих выходящие наружу части тяг управления рулем к триммером.

Триммер руля высоты однолонжеронной схемы, имеет аэродинамичес­кую компенсацию и полную весовую балансировку, расположен в корневой части каждой половины руля высоты и подвешен к ней на трех узлах. Каждый узел подвески состоит из кронштейна триммера и кронштейна ру­ля, соединенные между собой серьгой. Носовая часть триммера состоит из набора штампованных диафрагм и обшивки, а хвостовая часть - из торцовых и промежуточных нервюр, хвостового вкладыша и обшивки. Верхняя и нижняя хвостовая обшивка выполнена из одного листа дюраля толщиной 0,6 мм, согнутого вдоль хвостовой кромки. Носовая обшивка также выполнена из верхнего и нижнего листов дюраля толщиной 0,6 мм.

Оперение самолета 1. Назначение и состав оперения. Требования предъявляемые к оперению. 2. Форма и расположение оперения. 3. Нагрузки действующие на оперение. 4. Конструкция оперения.

Назначение оперения. Оперением самолета называются несущие поверхности самолета, предназначенные для обеспечения продольной (отн оси OZ) и путевой (отн оси OY) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Балансировкой самолета называется уравновешивание моментов всех сил, действующих на самолет, относительно его центра тяжести. Устойчивость есть способность самолета возвращаться к заданному режиму полета после прекращения действия сил, вызвавших отклонение самолета от этого режима. Управляемостью самолета называется его способность отвечать на отклонения рулей соответствующими перемещениями в пространстве или, как обычно выражаются летчики «ходить за ручкой» .

Назначение и состав оперения. Самолет нормальной (классической) схемы и схемы «утка» имеет горизонтальное и вертикальное оперение. горизонтальное оперение предназначено для обеспечения продольной (отн оси OZ) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. вертикальное оперение предназначено для обеспечения путевой (отн оси OY) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Относительная масса оперения m оп. / m кр. = 0, 015. 0, 025

Горизонтальное оперение 8 –форкиль, 7 - килевой гребень. У самолетов дозвуковых ГО обычно состоит из неподвижного или ограниченно подвижного стабилизатора и подвижного руля высоты На самолетах со сверхзвуковой скоростью полета из-за недостаточной эффективности РВ при полете на сверхзвуковой скорости применяют цельноповоротное ВО (ЦПГО) без РВ.

На тяжелых самолетах поворотом стабилизатора обычно осуществляют балансировку ЛА и снимают усилия с рычагов управления, а РВ используют для управления продольным движением.

Причина перехода на цельноповоротное горизонтальное оперение При превышении в полете скорости звука возрастает статическая устойчивость и соответственно ухудшается управляемость самолета из -за смещения назад фокуса. Парировать это явление и обеспечить высокие маневренные возможности сверхзвуковых самолетов можно, повышая эффективность их органов управления относительно оси Z. Однако при полете со сверхзвуковой скоростью (М> 1) эффективность РВ снижается, так как из-за скачка уплотнения на носке руля (рис. 5. 2, б) изменения давления при отклонении руля не распространяются на все ГО, как это имеет место при полете на дозвуковой скорости (см. рис. 5. 2, а). Переход на ЦПГО позволяет резко увеличить эффективность ГО, особенно на сверхзвуковых скоростях.

Дифференциально управляемый стабилизатор цельноповоротное горизонтальное оперение может использоваться для поперечного управления самолета, т. е. его консоли отклоняются совместно при продольном управлении и дифференциально при управлении креном.

ПГО На самолетах построенных по схеме «утка» или триплан используется для управления относительно оси oz используют ПГО, состоящее из дестабилизатора и подвижной части - руля высоты, либо цельноповоротное ПГО.

Вертикальное оперение Вертикальное оперение предназначено для обеспечения путевой (отн оси OY) балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Обычно оно состоит из неподвижного киля и подвижного руля направления. На самолетах, совершающих полеты на больших сверхзвуковых скоростях и больших высотах, применяют цельноповоротное вертикальное оперение.

Вертикальное оперение Из-за снижения эффективности РН при сверхзвуковом полете применяется цельноповоротное ВО. Для повышения эффективности ВО применяются подфюзеляжные кили 7, включающие в работу фюзеляж в районе ВО, что снижает влияние на путевую устойчивость затенения ВО крылом и фюзеляжем на больших углах атаки. Повышает эффективность ВО и форкиль 8.

Двухкилевое вертикальное оперение Для обеспечения необходимой степени путевой устойчивости и управляемости сверхзвукового самолета используют двухкилевое вертикальное оперение

Для обеспечения необходимой степени путевой устойчивости и управляемости дозвукового самолета, уменьшения влияния вертикального оперения на характеристики поперечной устойчивости, уменьшения крутящего момента фюзеляжа, уменьшения массы оперения используют двух и трехкилевые схемы. При расположении ВО на концах стабилизатора повышается эффективность ГО (ВО работает как концевые шайбы).

ВО на крыле Beech 2000 Starship I У самолетов без ГО или выполненных по схеме «утка» ВО может устанавливаться на крыле, что уменьшает затенение оперения крылом и фюзеляжем даже на очень больших углах атаки.

V - образное оперение V – образное оперение представляет собой аэродинамические поверхности установленные под углом 45 -60 град. К плоскости симметрии ЛА. Такое оперение одновременно выполняет функции и ГО и ВО.

ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОРГАНОВ УIIРАВЛЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОРГАНОВ УIIРАВЛЕНИЯ способность органов управления создавать при своём отклонении управляющий момент относительно соответствующей оси координат. Э. о. у. равны приращениям коэфициентов моментов при полном отклонении органов управления от их нейтрального положения Ат zxy - соответственно макс. приращения коэф. моментов тангажа, крена и рыскания. Часто Э. о. у. характеризуют коэффициентами эффективности органов управления, равными частной производной коэф. момента данного органа по углу его отклонения dm zxy / d дельта в. э. н. Э. о. у и коэффициенты являются одними из основных параметров, определяющих характеристики управляемости ЛА

Эффективность оперения Эффективность оперения (помимо скорости и высоты полета) зависит также от площади оперения, его внешних форм, расположения на самолете, от жесткости самого оперения и частей, к которым оно крепится. Компоновка оперения на самолете и конструктивные параметры должны обеспечивать достаточную эффективность его на всех режимах полета, включая взлет и посадку.

Требования предъявляемые к оперению. Обеспечение необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета, Минимальная масса оперения, Как можно меньшие потери аэродинамического качества на балансировку самолета, Недопущение опасных колебаний оперения типа флаттер или бафтинг.

Форма и расположение оперения. В зоне спутной струи, особенно за крылом, имеют место большие скосы потока и значительно меньшие скорости потока, что уменьшает эффективность оперения в такой зоне. ГО выносят вверх или вниз, либо вперед – схема «утка» , либо применением схемы «летающее крыло» или «бесхвостка» вообще без ГО.

Т – образное оперение При этой схеме увеличивается плечо L го от ЦМ самолета до ЦД ГО, что позволяет уменьшить S го и его массу m го. ГО аналогично концевой шайбе для ВО, увеличивая его эффективное удлинение.

ГО впереди крыла Saab SK 37 E Viggen Схема позволяет получить выигрыш за счет уменьшения площади крыла и его массы, т. к. при балансировке Y кр. складывается с Y го. Недостатки: затенение крыла; большие потребные Суа на Взл. Пос. режимах (при выпущенной механизации крыла); большие потери на балансировку (из-за меньшего плеча L го.

Трипланная схема Чтобы компенсировать недостатки переднего ГО, на Взл. Пос. режимах, применяют трипланную схему. Хвостовое ГО позволяет создавать необходимые кабрирующие моменты на Взл. Пос. режимах, парирующие пикирующие моменты от механизации крыла. Переднее ГО делают «плавающим» на дозвуковых скоростях и управляемым на сверхзвуке.

Чтобы ГО не затеняло ВО, его располагают позади ВО. Разнесенное ВО предпочтительнее единого ВО: нет его затенения фюзеляжем на больших углах атаки; крутящий момент меньше чем на одном ВО; улучшается поперечная устойчивость самолета.

Разнесенное ВО Расположение ВО на концах ГО увеличивает эффективное удлинение ГО. Эффективность разнесенного ВО при обдуве его струей от винтов двигателей возрастает. Разнесенное ВО не мешает обзору и стрельбе в заднюю полусферу.

Нагрузки действующие на оперение По характеру работы оперение является такой же несущей поверхностью как и крыло. На оперение в полете действуют нагрузки от аэродинамических и массовых сил. Нагрузки от массовых сил сравнительно невелики и в расчете на прочность ими пренебрегают. Нагрузки от аэродинамических сил разделяют на уравновешивающие и маневренные.

Уравновешивающие нагрузки Уравновешивающие нагрузки, необходимые для балансировки самолета на заданном режиме полета, определяются для горизонтального оперения из условия равенства моментов относительно поперечной оси OZ. В горизонтальном полете равнодействующая сил ГО Pэур. г. о. , приложенная в центре давления оперения, должна создавать относительно центра тяжести самолета момент, равный по величине и обратный моменту крыла. При расчете ГО на прочность выбирается наибольшая Pэур. г. о. , определенная для всех расчетных случаев крыла. Pэур. г. о. может быть определена из.

Оперение самолёта

аэродинамические поверхности самолёта, обеспечивающие его продольную и путевую устойчивость и управление им. Располагается обычно в хвостовой части, иногда в носовой части фюзеляжа. По конструкции О. с. сходно с Крыло м самолёта; его общая площадь составляет 0,25-0,5 площади крыльев. О. с. различают по виду спереди (рис. ), сбоку и по виду в плане (прямоугольное, трапециевидное, эллиптическое, а также стреловидное - для скоростных самолётов). Передняя часть горизонтального О. с., несущего руль высоты, называется Стабилизатор ом, а вертикального О. с., несущего руль направления, - килем (См. Киль). Руль высоты пилот отклоняет посредством ручки управления (отклонение её на себя вызывает подъём самолёта, от себя - его спуск), руль направления - посредством педалей (при нажиме ногой на правую педаль самолёт поворачивается вправо, на левую - влево). Углы отклонения рулей обычно ±(25-30)°. Для поддержания надлежащей продольной устойчивости самолёта стабилизатор обычно имеет подъёмный механизм, изменяющий по желанию пилота Атаки угол в пределах от +5° до –15°. Иногда подъёмный механизм связывают с ручкой управления, заставляя стабилизатор работать совместно с рулём высоты. Нередко рули упраздняют и получают цельноповоротное горизонтальное О. с. Таким же делают и вертикальное О. с. Кроме того, для улучшения поперечной устойчивости самолёта, обеспечиваемой Элерон ами, правую и левую половины горизонтального О. с. связывают с элеронным управлением, посредством которого элероны отклоняются в разные стороны (дифференциальное управление). По этой схеме работают и рули V-образного О. с.

С. Я. Макаров.

Большая советская энциклопедия. - М.: Советская энциклопедия . 1969-1978 .

Смотреть что такое "Оперение самолёта" в других словарях:

Элементы конструкции самолёта, обеспечивающие его устойчивость и управляемость в полёте. Обычно состоит из горизонтального и вертикального оперений и устанавливается на хвостовой части фюзеляжа. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной… … Энциклопедия техники

Оперение самолёта (планера) - аэродинамические поверхности для обеспечения его устойчивости и управляемости в полёте. Различают О. вертикальное (киль и руль направления) и горизонтальное (стабилизатор и руль высоты). Размещается в хвостовой (реже в носовой) части ЛА … Словарь военных терминов

Оперение самолёта У этого термина существуют и другие значения, см. Оперение (значения). Оперение (оперение летательного аппарата … Википедия

- (устаревшее аэроплан) летательный аппарат тяжелее воздуха для полётов в атмосфере с помощью двигателей и неподвижных, как правило, крыльев. Благодаря большой скорости, грузоподъёмности и радиусу действия, надёжности в эксплуатации,… … Большая советская энциклопедия

Я; ср. 1. к Оперить и Опериться. Период оперения птенцов. 2. Перьевой покров птицы. Летнее о. Яркое о. самцов. Сменить своё о. 3. Специальное приспособление в оснастке летательных аппаратов, снарядов и т.п., обеспечивающее их устойчивость в… … Энциклопедический словарь

Летательный аппарат тяжелее воздуха с крылом, на котором при движении образуется аэродинамическая подъёмная сила, и силовой установкой, создающей тягу для полёта в атмосфере. Основные части самолёта: крыло (одно или два), фюзеляж, оперение, шасси … Энциклопедия техники

- («Воздухолетательный снаряд») Самолёт Можайского, рисунок из книги В. Д. Спицина «Воздухоплаван … Википедия

Аэродинамические поверхности летательного аппарата, обеспечивающие его устойчивость и управляемость. О. самолёта обычно состоит из горизонтального оперения (ГО) и вертикального оперения (ВО), располагаемых чаще всего на хвостовой части фюзеляжа… … Энциклопедия техники

Оперение составляют несущие поверхности, предназначенные для обеспечения продольной и путевой устойчивости и управляемости самолета. Оно состоит обычно из горизонтального и вертикального оперений (рис. 3.1). Горизонтальное оперение (ГО) служит для продольной устойчивости и управляемости самолета, вертикальное оперение (ВО) - для путевой устойчивости и управляемости самолета.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты (РВ). Стабилизатор является обычно неподвижной частью ГО, он совместно с РВ обеспечивает продольную устойчивость самолета в полете. Руль высоты - подвижная часть горизонтального оперения, предназначенная для управления самолетом относительно поперечной оси. Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления (РН). Киль - неподвижная часть ВО - совместно с РН обеспечивает путевую и поперечную устойчивость самолета в полете. Руль направления является подвижной частью вертикального оперения, предназначенной для управления самолетом относительно вертикальной оси.

Схемы оперения различаются в основном в зависимости от взаимного расположения ГО и ВО и их расположения относительно фюзеляжа. В традиционной схеме ГО и ВО крепятся на хвостовой части фюзеляжа. Такая схема оперения наиболее выгодна в отношении массы и вибропрочности, но не всегда приемлема. Так, при верхнем расположении крыла или расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа применяют Т-образное оперение. В этой схеме ГО крепится на киле с целью выноса его из скошенного потока за крылом и струи газов двигателей. На некоторых самолетах с этой целью вместо Т-образного применяют V-образное оперение.

Рис.3.1. Оперение и элероны самолета:

1, 5 - элероны; 2 - триммер элеронов; 3, 4 - сервокомпенсаторы элеронов;

6, 12 -рули высоты; 7, 11 - триммеры руля высоты; 8 - руль направления;

9, 10 - триммер и пружинный сервокомпенсатор руля направления

Достаточно часто кили устанавливают на концах стабилизатора. Такое разнесенное ВО повышает эффективность и уменьшает индуктивное сопротивление ГО, поскольку кили выполняют в этом случае роль концевых шайб. Разнесенное ВО особенно выгодно для самолетов с турбовинтовыми двигателями, так как струи воздуха от воздушных винтов увеличивают эффективность ВО на малых скоростях полета. Кроме того, у разнесенного ВО центр давления ниже, чем у ВО обычной схемы, следовательно, меньше крутящий момент фюзеляжа. Недостатками Т-образного оперения и оперения с разнесенным ВО является необходимость усиления киля и стабилизатора, а следовательно, увеличения массы оперения, а также необходимость усложнения проводки управления рулями.

На самолетах типа "утка" ГО располагается впереди крыла. Такая схема ухудшает обзор из кабины экипажа, однако обеспечивает более высокие несущие свойства в сравнении с самолетами обычной схемы, поскольку уравновешивающая аэродинамическая сила на ГО направлена вверх, а не вниз.

Самолеты типа "бесхвостка" могут не иметь горизонтального оперения. В такой схеме продольная устойчивость обеспечивается применением

S-образного профиля и соответствующими очертаниями крыла в плане. Функции руля высоты выполняют элевоны, которые действуют в качестве элеронов и руля высоты. Отказ от ГО в схеме "бесхвостка" позволяет уменьшить лобовое сопротивление и массу самолета. Недостатком схемы является уменьшение несущих способностей крыла из-за необходимости применения S-образного профиля и элевонов, отклоняемых вверх в процессе продольной балансировки самолета.

Геометрические характеристики оперения - форма профиля, форма в плане, угол поперечного V - аналогичны характеристикам крыла. Кроме того, оперение характеризуется относительными площадями горизонтального и вертикального оперений, руля высоты и руля направления.

Оперение обычно имеет симметричные профили, что позволяет сохранить одинаковый характер аэродинамических нагрузок при отклонении рулей в разные стороны и обеспечить меньшее лобовое сопротивление. Для стабилизатора иногда применяется несимметричный профиль, установленный в перевернутом положении (обратной кривизны). Такой профиль создает при нулевом угле атаки ГО аэродинамическую силу, направленную вниз и уравновешивающую момент подъемной силы крыла при минимальном балансировочном сопротивлении самолета.

Профили оперения выбираются такими, чтобы срыв потока и скачки уплотнения возникали на оперение позже, чем на крыле. Этим достигается сохранение устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета. С этой же целью оперению придают стреловидность на 5 - 10° больше стреловидности крыла.

Относительные площади горизонтального и вертикального оперений S ГО и S ВО выражаются отношением площадей ГО и ВО к площади крыла:

S ГО = S ГO /S; S BO = S BO /S.

Относительная площадь руля высоты S B выражается отношением площади РВ S B площади ГО, а относительная площадь руля направления S H - отношением площади РН к площади ВО:

S В =S В /S ГО; S Н = S Н /S ВО

Нагрузки, действующие на оперение в полете, по характеру аналогичны нагрузкам, действующим на крыло. Массовые нагрузки от конструкции ГО и ВО невелики и в расчетах обычно не учитываются. Расчет на прочность и жесткость ведется на уравновешивающие и маневренные нагрузки, а также нагрузки при полете в неспокойном воздухе.

Уравновешивающая аэродинамическая сила на горизонтальном оперении Y ГО уравновешивает момент, создаваемый подъемной силой крыла Y относительно ЦМ самолета:

Y ГО L ГО =Ya, где L ГO - плечо горизонтального оперения, т. е. длина проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего заданную точку на САХ крыла (обычно в диапазоне центровок самолета) с точкой, лежащей на 1/4 САХ горизонтального оперения.

Маневренные нагрузки возникают при резком отклонении руля и зависят от темпа его отклонения. При полете в неспокойном воздухе на ГО действуют нагрузки от порывов ветра. Эти нагрузки пропорциональны скорости потока при порыве и площади ГО.

На ВО уравновешивающая нагрузка возникает при скольжении самолета. Она достигает больших значений при отказе двигателя, находящегося на удалении от продольной оси самолета.

При отклонении рулей стабилизатор и киль дополнительно нагружаются сосредоточенными силами с рулей через узлы подвески. Направление этих сил зависит от направления отклонения рулей.

Нагрузки на оперение, как и на крыле, определяются для ряда расчетных случаев.

К рулевым поверхностям, кроме РВ и РН, относятся элероны - подвижные части крыла, отклоняемые одновременно в противоположные стороны (вверх и вниз), предназначенные для управления самолетом относительно его продольной оси.

Под устойчивостью понимают способность ВС самостоятельно, без участия пилота, сохранять заданное состояние движения и возвращаться к исходному режиму полета после непроизвольного отклонения, вызванного действием внешних возмущений.

Под управляемостью ВС понимают его способность изменять режим полета при отклонении рулевых поверхностей. Устойчивость и управляемость относятся к наиболее важным свойствам ВС, от них зависят безопасность полета, простота и точность пилотирования.

Посредством рулей и элеронов обеспечивается балансировка самолета, т. е. уравновешивание действующих на него сил и моментов. Достигается балансировка отклонением рулевых поверхностей на определенный, так называемый балансировочный угол.

В нормальных условиях полета пилот (автопилот) периодически балансирует самолет рулем высоты в связи с изменением центровки, вызванной выработкой топлива или перемещением пассажиров и грузов. В случае отказа двигателя, неравномерной выработки топлива из левой и правой половин крыла и в некоторых других случаях балансировка самолета достигается отклонением руля направления и элеронов.

Балансировочное положение рулевых поверхностей желательно иметь близким к их нейтральному положению. В противном случае существенно увеличивается лобовое сопротивление самолета. Так, балансировочные потери от отклонения руля высоты могут сократить дальность полета самолета более чем на 10%.

Таким образом, рули и элероны выполняют две функции: обеспечивают равновесие действующих на самолет сил и моментов при полете в установившемся режиме и служат для управления, т.е. преднамеренного нарушения этого равновесия с целью изменения режима и траектории полета.

На вертолетах функции оперения выполняют несущие и рулевые винты, но часто в качестве вспомогательных устройств применяется оперение самолетного типа.

Двухвинтовой вертолет соосной схемы снабжается килем и рулем направления, которые улучшают путевую устойчивость и управляемость вертолета; РН, кроме того, повышает путевую управляемость на режиме самовращения несущего винта.

На одновинтовых вертолетах роль киля выполняет концевая балка, сечениям которой придается форма несимметричного профиля. Такая килевая балка повышает путевую устойчивость вертолета и разгружает в горизонтальном полете рулевой винт. Руль направления на одновинтовых вертолетах не применяется, поскольку достаточная путевая управляемость достигается посредством рулевого винта.

Горизонтальное оперение состоит обычно из управляемого стабилизатора, предназначенного для повышения продольной устойчивости вертолета. Стабилизаторы могут предусматриваться на вертолетах различных схем. Управление стабилизатором осуществляется через систему управления несущим винтом. Некоторые вертолеты имеют неуправляемые стабилизаторы.

Конструкция оперения вертолетов аналогична конструкции оперения самолетов. Поскольку вертолеты имеют относительно небольшие скорости полета, обшивка оперения может быть полотняной.

Оперение самолета. Общие сведения.

Опере́ние (оперение летательного аппарата, ракеты) - совокупность аэродинамических поверхностей, обеспечивающих устойчивость, управляемость и балансировку самолёта в полёте. Состоит из горизонтального и вертикального оперения.

Общие сведения

Основные требования к оперению:

· обеспечение высокой эффективности при минимальном лобовом сопротивлении и наименьшей массе конструкции;

· возможно меньшее затенение оперения другими частями самолёта - крылом, фюзеляжем, гондолами двигателей, а также одной части оперения другой;

· отсутствие вибраций и колебаний типа флаттера и бафтинга;

· более позднее, чем на крыле, развитие волнового кризиса.

Горизонтальное оперение (ГО)

Обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности - стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. У самолётов с хвостовым расположением горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолёта - на фюзеляже или на верху киля (T-образная схема).

В схеме «утка» оперение располагается в носовой части самолёта перед крылом. Возможна комбинированная схема, когда у самолёта с хвостовым оперением ставится дополнительное переднее оперение - схема с ПГО (переднее горизонтальное оперение), позволяющая использовать преимущества обеих указанных схем. Схемы «бесхвостка», «летающее крыло» горизонтального оперения не имеют.

Неподвижный стабилизатор обычно имеет фиксированный угол установки относительно продольной оси самолёта. Иногда предусматривается регулировка этого угла на земле. Такой стабилизатор называется переставным.

На тяжёлых самолётах для повышения эффективности продольного управления угол установки стабилизатора с помощью дополнительного привода может изменяться в полёте, обычно на взлёте и посадке, а также для балансировки самолёта на заданном режиме полёта. Такой стабилизатор называется подвижным.

На сверхзвуковых скоростях полёта эффективность руля высоты резко падает. Поэтому у сверхзвуковых самолётов вместо классической схемы ГО с рулем высоты применяется управляемый стабилизатор (ЦПГО), угол установки которого регулируется лётчиком с помощью командного рычага продольного управления или бортовым компьютером самолёта. Руль высоты в этом случае отсутствует.

Вертикальное оперение (ВО)

Обеспечивает самолёту путевую устойчивость, управляемость и балансировку относительно вертикальной оси. Оно состоит из неподвижной поверхности - киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления.

Цельноповоротное ВО применяется весьма редко (например, на Ту-160). Эффективность ВО можно повысить путём установки форкиля - переднего наплыва в корневой части киля, или дополнительным подфюзеляжным гребнем. Другой способ - применение нескольких (обычно не более двух одинаковых) килей. Непропорционально большой киль, или два киля - часто признак сверхзвукового самолёта, для обеспечения путевой устойчивости на больших скоростях.

Формы опереният

Т-образное хвостовое оперение самолёта (Ту-154)

Формы поверхностей оперения определяются теми же параметрами, что и формы крыла: удлинением, сужением, углом стреловидности, аэродинамическим профилем и его относительной толщиной. Как и в случае с крылом различают трапецевидное, овальное, стреловидное и треугольное оперение.

Схема оперения определяется числом его поверхностей и их взаимным расположением. Наиболее распространены следующие схемы:

· Схема с центральным расположением вертикального оперения в плоскости симметрии самолёта - горизонтальное оперение в этом случае может располагаться как на фюзеляже, так и на киле на любом удалении от оси самолёта (схему с расположением ГО на конце киля принято называть Т-образным оперением ).
Пример: Ту-154

· Схема с разнесенным вертикальным оперением - (часто называют Н-образным ) две его поверхности могут крепиться по бокам фюзеляжа или на концах ГО. В двухбалочной схеме фюзеляжа поверхности ВО устанавливаются на концах фюзеляжных балок. На самолётах типа «утка», «бесхвостка», «летающее крыло» разнесенное ВО устанавливается на концах крыла или в средней его части.
Пример: Пе-2, Lockheed P-38 Lightning

· V-образное оперение, состоящее из двух наклонных поверхностей, выполняющих функции и горизонтального и вертикального оперения. Из-за сложности управления и, как следствие, малой эффективности такое оперение широкого применения не получило. (Правда применение компьютерных пилотажных систем изменило ситуацию в лучшую сторону. Текущее управление V-образным оперением в оснащённых им новейших самолётах берёт на себя бортовой компьютер, - пилоту лишь достаточно задать стандартной ручкой управления направление полёта (влево-вправо, вверх-вниз), и компьютер сделает всё, что для этого нужно).
Пример: F-117

· Скошенное оперение (типа «бабочка», или оперение Рудлицкого)
Пример: Me.262 HG III

Стабилизаторы и кили

Имеют полную аналогию с крылом, как по составу и конструкции основных элементов - лонжеронов, продольных стенок, стрингеров, нервюр, так и по типу силовых схем. Для стабилизаторов вполне успешно используются лонжеронная, кессонная и моноблочная схемы, а для килей последняя схема применяется реже, из-за определённых конструктивных трудностей при передаче изгибающего момента с киля на фюзеляж. Контурный стык силовых панелей киля с фюзеляжем в этом случае требует установки большого числа силовых шпангоутов или установки на фюзеляже в плоскости силовых панелей киля мощных вертикальных балок, опирающихся на меньшее число силовых шпангоутов фюзеляжа.

У стабилизаторов можно избежать передачи изгибающих моментов на фюзеляж, если лонжероны или силовые панели левой и правой его поверхностей связать между собой по кратчайшему пути в центральной его части. Для стреловидного стабилизатора это требует перелома оси продольных элементов по борту фюзеляжа и установки двух усиленных бортовых нервюр. Если продольные элементы такого стабилизатора без перелома осей доходят до плоскости симметрии самолёта, то кроме бортовых силовых нервюр, передающих крутящий момент, потребуется ещё одна силовая нервюра в плоскости симметрии самолёта.

Свои особенности имеет конструкция управляемого стабилизатора - см. ЦПГО

Рули и элероны

Ввиду полной идентичности конструкции и силовой работы рулей и элеронов в дальнейшем для краткости речь будет идти только о рулях, хотя все сказанное будет полностью применимо и к элеронам. Основным силовым элементом руля (и элерона, естественно), работающим на изгиб и воспринимающим практически всю перерезывающую силу, является лонжерон, который опирается на шарнирные опоры узлов подвески.

Основная нагрузка рулей - воздушная аэродинамическая, возникающая при балансировке, маневрировании самолёта или при полёте в неспокойном воздухе. Воспринимая эту нагрузку, лонжерон руля работает как неразрезная многоопорная балка. Особенность его работы заключается в том, что опоры руля закреплены на упругих конструкциях, деформации которых под нагрузкой существенно влияют на силовую работу лонжерона руля.

Восприятие крутящего момента руля обеспечивается замкнутым контуром обшивки, который в местах выреза под кронштейны крепления замыкается стенкой лонжерона. Максимальный крутящий момент действует в сечении кабанчика управления, к которому подходит тяга управления. Местом расположения кабанчика (тяги управления) по размаху руля можно существенно влиять на деформации руля при кручении.