Предварительный выбор параметров оперения

Сложность выбора параметров оперения при проектировании самолета связана с тем, что с одной стороны, необходимые параметры оперения определяются положением центра тяжести самолета (центровкой), а с другой стороны параметры ( и следовательно размеры и вес) оперения, в свою очередь влияют на центровку.

Пока не выбраны параметры оперения невозможно (даже приближенно) определить его вес и плечо, и следовательно учесть влияние оперения на центровку самолета.

При передней центровке степень продольной устойчивости самолета возрастает, а при задней центровке - уменьшается. Слишком большая устойчивость делает самолет тяжелым в управлении, требует больших расходов рулей при балансировке и маневрировании. Дальнейший рост продольной устойчивости может привести к невозможности балансировки самолета вследствие конструктивного ограничения отклонения руля высоты и его недостаточной эффективности.

Слишком малая устойчивость также затрудняет управление, так как на малейшее отклонение руля самолет отвечает черезмерно большими изменениями параметров полета, а при внешних возмущениях продолжительное время не возвращается к исходному режиму. Полет на таком самолете без специальных средств автоматического повышения устойчивости чрезвычайно утомителен для экипажа, а при очень малой степени устойчивости - практически невозможен.

Балансировка, необходимая степень устойчивости и достаточная управляемость самолета при всех возможных положениях его центра тяжести также обеспечиваются соответствующим выбором параметров горизонтального оперения. Чем более мощное оперение, тем большие пределы центровки допустимы. НО увеличение оперения естественно приводит к увеличению его веса и сопротивления. Поэтому при компоновке самолета необходимо стремиться уменьшать возможный разбег центровок с тем, чтобы иметь возможность использования небольшого горизонтального оперения.

Выбранные параметры горизонтального оперения определяют допустимые пределы изменения центровки самолета от предельно передней, до предельно задней. Предельно передняя центровка ограничивается эффективностью органа продольного управления (руля высоты или цельноповоротного стабилизатора), предельно задняя - минимально допустимой степенью продольной статической устойчивости.

В связи с вышеизложенным выбор параметров оперения в процессе проектирования самолета производится методом последовательных приближений.

После выбора параметров крыла и предварительной компоновки фюзеляжа и силовой установки необходимые площади горизонтального и вертикального оперений определяются приближенно по формулам:



Значения коэффициентов статических моментов горизонтального A_{г. о.} и вертикального A_{в. о.} оперений принимают из статистических данных по самолетам аналогичных типов, величины плеч L_{г. о.} и L_{в. о.} - по предварительной компоновке.

Для ориентировочных расчетов можно принимать следующие значения коэффициентов статических моментов и плеч оперений:

Для самолетов с прямыми крыльями L_{г. о.} = L_{в. о.} = (2 - 3,5)b_a (для неманевренных самолетов принимается большее значение), A_{г. о.} = 0,45 - 0,55, A_{в. о.} = 0,04 - 0,055.

Статистические данные показывают, что относительные значения площадей горизонтального и вертикального оперения не выходят за пределы:





При использовании разнесенного вертикального оперения с двумя килями коэффициент A_{в. о.} увеличивают на 25 - 30%, так как возможны случаи полета, когда одна из вертикальных поверхностей затеняется (например при больших углах скольжения) и ее эффективность сильно падает. В этих условиях вторая вертикальная поверхность должна обеспечить приблизительно до 75% потребного момента путевой устойчивости и управляемости.

Если разнесенное вертикальное оперение устанавливается у концов горизонтального, то потребная по расчету величина A_{г. о.} может быть уменьшена на 20 - 25% вследствие увеличения эффективности горизонтального оперения за счет установки концевых шайб. По этой же причине несколько увеличивается эффективность вертикального оперения при верхнем расположении на нем горизонтального оперения (Т- образное оперение). В этом случае расчетное значение A_{в. о.} может быть также уменьшено на 15 - 20%.

Хотя с ростом плеча оперения эго эффективность при создании моментов статической устойчивости и управления пропорционально увеличивается, этот способ обеспечения необходимой эффективности оперения практически не используется. Это обьясняется тем, что увеличение плеча оперения может быть достигнуто только в результате увеличения длины фюзеляжа, а это всегда связано с большими весовыми затратами, чем увеличение площади оперения.

Выбор формы в плане и профиля оперения в известной мере зависит от выбранной формы и толщины профиля крыла. Наиболее часто применяется трапециевидная форма оперения. Довольно часто (особенно у вертикальноно оперения) для получения прямой (то есть нестреловидной) оси вращения руля, при которой конструкция узлов его привода и навески получается наиболее простой и создающей наименьшее сопротивление, применяется трапециевидная форма с небольшой стреловидностью:



При выборе стреловидности, удлинения и относительной толщины оперения необходимо стремиться обеспечить достаточную эффективность оперения при всех возможных углах атаки. Поэтому для оперения как правило выбираются симметричные профили с относительной толщиной, несколько меньшей, чем принятая для профилей крыла и небольшое удлинение.

Относительная толщина профилей для нескоростных самолетов с нестреловидными крыльями и оперением принимается в пределах 10 - 12%.

При увеличении удлинения оперения его площадь, потребную для создания определенных моментов устойчивости и управляемости можно уменьшить. При этом, естественно, можно ожидать уменьшения веса оперения. Однако при увеличении удлинения вес конструкции оперения и узлов его крепления возрастает за счет увеличения изгибающих и крутящих моментов (при той же величине нагрузки на оперение). Кроме того, при увеличении удлинения оперения существенно увеличивается неблагоприятное влияние упругих деформаций оперения на характеристики устойчивости и управляемости, а также ухудшаются флаттерные харапктеристики.

При увеличении сужения оперения его вес уменьшается за счет уменьшения изгибающих моментов, но уменьшается также и эффективность части оперения, находящейся в заторможенном потоке. Последнее обстоятельство заставляет увеличивать площадь оперения, что естественно приводит к увеличению его веса.

Обработка статистических данных дает следующие значения для удлинений и сужения гоизонтального и вертикального оперений: удлинение горизонтального оперения для нескоростных самолетов с большим удлинением крыла - 3,5 - 4,5. Для скоростных самолетов с малым удлинением крыла - удлинение горизонтального оперения - 2 - 3. Сужение горизонтального оперения 2 - 3,5. Удлинение вертикального оперения 0,8 - 1,2. Сужение вертикального оперения 2 - 3,5 - для самолетов с горизонтальным оперением, расположенным на фюзеляже или на нижней части киля. ПРи расположении горизонтального оперения на конце киля сужение - 1, то есть вертикальное оперение проектируется практически без сужения. Это делается для получения достаточно большой строительной высоты профиля киля у его конца с тем, чтобы обеспечить размещение узлов крепления горизонтального оперения и механизмов управления.

по материалам:
А.А. Бадягин С.М. Егер "Проектирование самолетов"