Активные системы управления и нагружение частей самолета

Применение активных систем управления позволяет снизить уровень действующих на самолет нагрузок и, как следствие, уменьшить массу проектируемого самолета.

Рис. 8.17. Распределение воздушной нагрузки и изгибающего момента по размаху крыла

Концепция уменьшения маневренных нагрузок заключается в том, что АСУ отклоняет элероны или интерцепторы в ответ на перегрузку при маневре, перестраивая распределение воздушной нагрузки по размаху крыла (рис. 8.17) таким образом, что по размаху и в корневом сечении крыла, создающего необходимую для маневра подъемную силу, действует значительно меньший изгибающий момент М _изг, чем на самолете без АСУ. Это позволяет уменьшить потребные площади поперечных сечений элементов крыла, работающих на изгиб, и, как следствие, уменьшить массу крыла.
Принцип работы АСУ в концепции уменьшения нагрузок от порывов ветра состоит в том, что в каждый момент времени подъемная сила, создаваемая отклонением управляемых АСУ поверхностей на передней и задней кромках крыла, направлена против нагрузки от порыва ветра. Аналогичную систему можно организовать на фюзеляже с помощью горизонтального оперения и дополнительного горизонтального оперения в носовой части фюзеляжа.
Практически мгновенная реакция АСУ на знакопеременные воздушные порывы ("болтанку") позволяет не только повысить комфорт пассажиров и экипажа и улучшить управляемость самолета в турбулентной атмосфере, но и уменьшить уровень циклических нагрузок на конструкцию, увеличив ее ресурс по условиям усталости при определенной массе конструкции или снизив массу при заданном ресурсе конструкции.
В концепции активного предотвращения флаттера АСУ отклоняет механизацию передней и задней кромок крыла в зависимости от величины и скорости нарастания изгибных и крутильных деформаций. Это позволяет отодвинуть возникновение явлений флаттера до скоростей значительно больших, чем оговоренные ТЗ скорости полета самолета, не увеличивая массу конструкции для повышения ее жесткости при изгибе и кручении.

Рис. 8.18. Диапазон возможных высот и скоростей полета с учетом ограничений по прочности и жесткости конструкции

Естественно, что для реализации этих возможностей требуется разработка надежных и чувствительных датчиков, позволяющих обнаружить и оценить турбулентность воздуха за самолетом, летящим впереди; датчиков, фиксирующих не только величину, но и скорость нарастания деформации элементов конструкции; мощных быстродействующих силовых приводов.
Следует отметить, что учет в процессе проектирования требований прочности и жесткости конструкции может наложить дополнительные ограничения на диапазон возможных скоростей и высот полета (рис. 8.18).
Здесь 1 и 2 - ограничения по V _min и V _max, описанные в разделе 6.4; 3 - ограничения по переносимости человеком перегрузок при полете в турбулентной атмосфере; 4 - ограничения по прочности конструкции при знакопеременных нагрузках в турбулентной атмосфере; 5 - ограничения по максимально допустимому скоростному напору, которые могут определяться местной прочностью конструкции, критическими скоростями дивергенции, реверса, флаттера, скоростью, при которой возникает бафтинг; 6 - ограничения по максимально допустимому кинетическому нагреву конструкции.
Весь комплекс мероприятий по обеспечению прочности конструкции направлен на получение в процессе эксплуатации оговоренного ТЗ диапазона ЛТХ, установленного ресурса самолета, на поддержание высокой надежности и безопасности полетов всего парка самолетов.