Хвостового оперения самолета .

Хвостовое оперение предназначено для обеспечения путевой и продольной устойчивости самолета.

Оно имеет две поверхности:

горизонтальное (г.о.) – для управления полетом в вертикальной       плоскости,

вертикальное  (в.о.) - для управления полетом в боковой плоскости.

Оперение бывает одно-, двух- и многокилевое. Применяется также цельноповоротное оперение, вследствие того, что на сверхзвуковых скоростях мала эффективность рулей.

По конструктивно- силовой схеме оперение бывает одно- и двухлонжеронное. Так как схемы оперения и крыла аналогичны, то и методы расчета тождественны. Некоторое отличие состоит лишь в определении внешних нагрузок и в методах расчета цельноповоротного оперения.

Типы оперения:

  

Однокилевое       двухкилевое         трехкилевое     среднее        Т-образное    

                                                                                                                     Двухкилевое

Форма в плане:

Прямое     стреловидное      треугольное

 

Определение внешних нагрузок, действующих на горизонтальное оперение при однокилевой схеме.

 

Рассмотрим три расчетных случая нагружения:

- уравновешивающая нагрузка,

- маневренная нагрузка,

- нагрузка при полете в неспокойном воздухе.

 

Определение уравновешивающей нагрузки.

Пусть самолет совершает горизонтальный полет. На него будут действовать следующие нагрузки: подъемная нагрузка Y_кр , сила тяжести G₀ , сила тяги P, лобовое сопротивление X.

Только вес G₀ приложен, при этом, в центре масс самолета, остальные силы создают вращение относительно его. Возникает момент М _z  относительно оси о z. Следовательно, нужен обратный, стабилизирующий момент, уравновешивающий М _z.

Такой момент создается силой на оперении, на плече L_го:

 

М _z  = Y_{ур го} L_го

 

Оперение связано с компоновкой самолета, поэтому выбор оперения зависит от аэродинамики и условий эксплуатации.

Таким образом, уравновешивающая сила на оперении равна:

 

Y_{ур го} = М _z/ L_го                                                              в летном диапазоне

Определяем М _z:                                             

    М _z = m_z qS_кр b_сах

где b_сах – средняя аэродинамическая хорда,

    m_z  - коэффициент момента, определяемый из продувок.

m_z = m_z0 + m_z^{C y} c_y = m_z0 + m_z^{C y} nG₀ b_сах/ L_го

В аэродинамическом канале продувается модель самолета без горизонтального оперения.Замеряется m_z в зависимости от угла атаки. Берется различное положение центра масс самолета относительно передней кромки крыла.

                                 от скоростного напора     от перегрузки

                                Y _ур = m_{z 0} qS _кр b _сах / L _го     + m_z ^{C y} nG ₀ b _сах / L _го

С ростом a коэффициент m_z  падает.

При малых a он велик.

В случае В   a =1.5 – 3⁰ ,

в случае А¢   a =3 – 4⁰ ,

в случае А a =16⁰  ® m_z» 0 и Y_ур=0

Распределение полной аэродинамической нагрузки

По хорде оперения.

 

Руль высоты загружается отдельно,   следовательно, Y_ур распределяется по стабилизатору и рулю по разным законам.

 

 

Для цельноповоротного оперения распределение нагрузки по хорде имеет вид (см. рис.).

 

h – удельная нагрузка,

                                                  

Y_{ур го}= Y_стаб + Y_рв

                                                                                               

Y_стаб = Y_{ур го} - Y_рв

 

Часть нагрузки, приходящаяся на стабилизатор, может быть определена из рассмотрения балочной модели.

                                                       

Y_стаб = Y_{ур го}(S_го + S_рв)/ S_го ® Y_стаб> Y_{ур го} ; Y_рв = Y_{ур го} S_рв/ S_го;

15.1.2. Определение маневренной нагрузки на горизонтальное оперение.

Маневренная нагрузка возникает вследствие отклонения руля высоты при изменении траектории полета самолета. Она создается усилием летчика.

Определяется Y_{ман го} применительно к расчетным случаям А¢, В и С по формуле:

± - т.к. руль отклоняется как вверх, так и вниз.

n^э - эксплуатационная перегрузка. (Вообще говоря, для всех вышеупомянутых расчетных случаев берется одна величина перегрузки, которую можно определить из соотношения:

Y^э = G₀ n^э _max= c_y q S_кр.

Разными будут лишь c_y для различных расчетных случаев.

Коэффициенты k можно приближенно  определить по таблице:

 

q	A ¢	B	C
Дозвуковые самолеты q < 1800	0.265	0.2	0.2
Cверхзвуковые самолеты q > 1800	0.33	0.25	0.25

 

Полная расчетная нагрузка на оперение, учитывая уравновешивающую нагрузку будет:

Y_го^р = (Y_ур^э_го ± Y_ман^э_го ) f

 

Случаи В и С выполняются при весьма малых углах атаки (при сл.В – положительных, при сл.С - отрицательных), позтому коэффициенты k в этих случаях одинаковы.

Распределение полной маневренной нагрузки по хорде:

 

 

Нормальная схема                                       ЦПГО

 

Прочность руля проверяется при нагружении по графику 2, а прочность передней части – по графику 1.