Билет 8. 1.Основные геометрические параметры хвостового оперения

1.Основные геометрические параметры хвостового оперения

Опере́ние (оперение летательного аппарата, ракеты) — аэродинамические поверхности, обеспечивающие устойчивость, управляемость и балансировку самолёта в полёте. Оно состоит из горизонтального и вертикального оперения.

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) [править | править исходный текст]

· 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 полете, обычно на взлете и посадке, а также для балансировки самолёта на заданном режиме полета. 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 летчиком с помощью командного рычага продольного управления или бортовым компьютером самолёта. Руль высоты в этом случае отсутствует.

· Вертикальное оперение (ВО) [править | править исходный текст]

· 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. Эффективность ВО можно повысить путём установки форкиля — передний наплыв в корневой части киля и дополнительным подфюзеляжным гребнем. Другой способ — применение нескольких (обычно не более двух одинаковых) килей.

2.Зависимость лобового сопротивления от угла атаки

Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления (и полной аэродинамической силы), сильно влияющие на величины этих сил, зависят в основном от угла атаки и от формы крыла (и от состояния его поверхности). Летчику особенно важно знать зависимость их от угла атаки, поскольку последний в полете часто приходится изменять, тогда как форма крыла остается неизменной (может изменяться лишь состояние поверхности крыла).

На рис. 23 изображены спектры обтекания одного и того же крыла при неизменной плотности воздуха и одинаковой скорости потока, но при разных углах атаки, а также примерно показаны величины подъемной силы и лобового сопротивления. Характер изменения этих сил при постоянной скорости V такой же, как и их коэффициентов. Поэтому по рисункам можно судить как об изменении сил, так и коэффициентов, изображаемых также векторами.

При большом отрицательном угле атаки (рис. 23,а) крыло дает отрицательную подъемную силу (давление сверху больше, чем снизу).

При несколько меньшем отрицательном угле атаки (рис. 23,6) среднее давление сверху может быть равным давлению снизу. Таким образом, при некотором малом отрицательном угле атаки подъемная сила равна нулю, следовательно, равен нулю и ее коэффициент су.

Рис. 23. Изменение подъемной силы и силы лобового сопротивления (или их коэффициентов) при изменении угла атаки

Этот угол называется углом атаки нулевой подъемной силы и обозначается ао. У применяемых профилей крыльев он находится в пределах от О до —4° (в зависимости от формы профиля).

Заметим здесь, что коэффициент лобового сопротивления сх никогда не бы.вает равен нулю, так как мы не можем избавиться от лобового сопротивления.

Когда угол атаки а = 0° (рис. 23,в), картина обтекания получается в большинстве случаев уже такая, как при малых положительных углах атаки, подробно рассмотренная в § 20. Следовательно, при нулевом угле атаки крыло развивает положительную подъемную силу и коэффициент ее имеет также положительную величину. Исключением являются только крылья симметричного профиля, которые при а = 0° не могут давать никакой подъемной силы, поскольку обтекание получается симметричным.

При дальнейшем увеличении угла атаки коэффициент су и подъемная сила непрерывно растут (рис. 23,г). Объясняется это тем, что с увеличением угла атаки увеличивается разность давлений под крылом и над ним. Что же касается коэффициента лобового сопротивления сх, который при малых углах атаки сравнительно невелик, то с ростом угла атаки он тоже увеличивается, но пока еще незначительно, так как плавное обтекание крыла еще не нарушено.

Возрастая с увеличением угла атаки, коэффициент су (а тем самым и подъемная сила) достигает максимальной величины при угле атаки около 16—18° (рис. 23,д), при переходе же на больший угол атаки начинает уменьшаться. Поэтому угол атаки, соответствующий самане, называют критическим (обозначают акр). При этом угле атаки и даже с приближением к нему изменяется характер обтекания крыла, в результате чего начинает быстро расти коэффициент лобового сопротивления (рис. 23,е).

Такое изменение коэффициентов су и сх
объясняется нарушением плавного характера обтекания — срывом потока с верхней поверхности крыла.

Причина срыва потока заключается в том, что при приближении к критическому углу атаки начинает происходить перетекание пограничного слоя с нижней поверхности на верхнюю. Это перетекание приводит к вих- реобразованию и, как следствие, к падению с и росту сх.

Такова в общем зависимость коэффициентов су и сх от угла атаки.

Аэродинамические коэффициенты зависят и от формы крыла, в особенности от кривизны и толщины профиля. Кривизна и толщина профиля влияют как на величину коэффициентов, так и на характер изменения их при изменении угла атаки. Например, вогнуто-выпуклые профили дают наибольший су} но у них и сх значителен. Плоско-выпуклые профили при той же относительной толщине дают меньший су, зато у них и сх много меньше, чем у вогнуто-выпуклых; поэтому они часто более выгодны, чем вогнуто-выпуклые. Что касается толщины профиля, то, вообще говоря, толстые крылья дают большие су и сх, чем тонкие.

Аэродинамические коэффициенты зависят также от состояния поверхности крыла. Последнее может явиться результатом как неудовлетворительной обработки поверхности крыла (например, плохая лакировка), так и небрежной эксплуатации самолета (например, наличие вмятин на крыле, грязи и т. п.). Отрицательно сказываются и такие объективные причины, как обледенение крыла в полете.

3.Классификация самолетов по взлетной массе

· 1-го класса (75 т и более)

· 2-го класса (от 30 до 75 т)

· 3-го класса (от 10 до 30 т)

· 4-го класса (до 10 т)

· легкомоторные

· сверхлёгкие (до 495 кг)

Класс самолёта связан с классом аэродрома, способного принять самолёт данного типа.