реверс элерона на высоких скоростях можно предотвратить

НЕУПРАВЛЯЕМОЕ ДВИЖЕНИЕ КРЕНА ПРИ РЕВЕРСЕ ЭЛЕРОНОВ

Ряд критических форм движения может быть связан с потерей устойчивости или управляемости самолета из-за упругих деформаций конструкции. Наиболее характерной формой такого критического движения является неуправляемое движение крена при реверсе элеронов. Такое движение может возникнуть при пре­вышении в полете по каким-либо причинам допустимых значений индикаторной скорости Уг (т. е. скоростного напора q = pV2/2), что приводит к росту аэродинамических нагрузок и упругих дефор­маций элементов планера самолета. Нагрузки на элементы конструк­ции планера возрастают и при росте углов атаки.

Рассмотренное в гл. 10 явление реверса элеронов возникает при превышении допустимой (критической) по реверсу скорости полета.

Если самолет имеет боковую асимметрию (а значит, элероны отклонены даже в прямолинейном полете), то при превышении кри­тической по реверсу скорости возникает самопроизвольное боковое движение по крену и скольжению при обратной реакции на попытку летчика парировать крен путем дополнительного отклонения эле­ронов. Аналогично развивается движение крена при превышении критической скорости реверса и при боковом возмущении.

Особенно опасно неуправляемое движение крена при слабой или обратной реакции самолета по крену на отклонение руля на­правления (см. гл. 16).

В этом случае из-за взаимодействия движения крена и сколь­жения при реверсе элеронов теряется боковая управляемость и самолет резко переходит к снижению по спиралеобразной траекто­рии с увеличением скорости, что усугубляет опасность ситуации.

Для предупреждения самопроизвольного кренения из-за реверса элеронов необходимы как обязательное выдерживание ограничений на скорость полета при эксплуатации самолета, так и правильный выбор жесткости крыла и места установки элеронов при проектиро­вании, а также использование на больших скоростях других орга­нов поперечного управления — не элеронов, а интерцепторов, диф­ференциального стабилизатора и т. п.

[12] с. 264 — 295, [5] с. 83 — 92, 193—200.

1. Перечислите основные критические режимы полета.

2. Объясните возникновение момента авторотации при штопоре.

3. В каких случаях возможен реверс элеронов?

Направляющие косинусы для преобразования составляющих векторов
(по ГОСТ 20058—80)

Источник

Реверс элеронов 3029

На малой скорости (обратная реакция по крену на закритических углах атаки)

Опущенный элерон провоцирует срыв потока на своём полукрыле и самолёт кренится в сторону противоположную от ожидаемой.

На большой скорости

Реверс элеронов возникает на гибком крыле на большой скорости полёта. На рисунке внизу показано, как реагирует крыло на отклонение элерона. Элерон отклонён вниз для увеличения подъёмной силы полукрыла. Аэродинамическая сила на элероне направлена вверх и приложена позади оси жёсткости крыла. Она создаёт момент закручивающий крыло на уменьшение угла атаки. Если крутка крыла значительна, то потеря подъёмной силы полукрыла из-за уменьшения угла атаки преобладает над приростом подъёмной силы на элероне. В результате полукрыло с опущенным элероном будет опускаться вместо ожидаемого подъёма.

Скорость возникновения реверса элеронов может быть увеличена путём разделения элеронов на внутренние и внешние секции. Внешние секции расположены вблизи законцовок крыла, где жёсткость крыла самая слабая. Поэтому они включаются в работу только на малых скоростях, когда выпускается механизация крыла. Внутренние секции расположены ближе к корню крыла в зоне высокой жёсткости конструкции и работают всё время.

Также на большинстве современных самолётов для управления по крену используются интерцепторы-элероны. Они расположены ближе к центральной части крыла в зоне высокой жёсткости крыла и поэтому не создают таких возмущений на конструкцию крыла, как элероны.

Источник

Реверс элерона на высоких скоростях можно предотвратить

Что же касается момента М_3,4, то его возрастание оказывается более сложно и зависит от скорости. Действительно, изменение углов атаки сечений (рис. 37, б) само по себе пропорционально второй степени скорости (поскольку оно вызвано аэродинамическими крутящими моментами); так как каждая из сил Y₃ и Y₄ возрастает пропорционально по углу атаки и, кроме того, пропорционально второй степени скорости, следовательно, как сила. Уз, так и сила У4 пропорциональны четвертой степени скорости полета. Вместе с этими силами пропорциональной четвертой степени полета оказывается и величина момента

где величина К не зависит от скорости полета. Соотношение моментов M_1,2 и M_3,4составляет:

Отсюда видно, что с увеличением скорости полета это соотношение возрастает (см. рис. 39), а при некоторой скорости оно оказывается равным единице.

Величина V_рев оказывается довольно большой — обычнее больше максимальной скорости полета. Отсюда, однако, не следует делать вывода о несущественности рассмотренного явления для современных самолетов. Если даже М_3,4 меньше М_1,2, то совокупное действие результирующей: пары M_1,2—М_3,4 окажется, конечно, всегда меньшим, чем действие пары М_1,2, развивающееся при абсолютной жесткости конструкции крыла. Иными словами, даже на скоростях, меньших V_рев, эффективность элеронов падает с ростом скорости, что создает значительные пилотажные неудобства, а иногда и прямую опасность, может «нехватить» элеронов. Мера борьбы с этим явлением вытекает из самой сущности его возникновения; увеличение жесткости крыла на кручение способно значительно ослабить вредный эффект, поскольку при большой жесткости крыла на кручение сама величина М_3,4 уменьшается.

Явление флаттера состоит в том, что, начиная с некоторых достаточно больших скоростей полета, всякие колебания крыла (возникающие от любой случайной причины, например от внезапного толчка) поддерживаются и усиливаются аэродинамическими силами, что влечет обычно поломку самолета. Каждому самолету соответствует определенная граница скоростей, выше которой развивается флаттер; при скоростях, меньших этой границы, аэродинамические силы служат источником не увеличения колебаний, а источником их глушения (демпфирования). Эта граница называется критической скоростью флаттера. Нужно сказать, что колебания, возникающие при скоростях, больших критической скорости, развиваются настолько бурно, что от начала вибраций до поломки конструкции успевает пройти едва несколько секунд. В связи с этим необходимы такие конструктивные меры, которые заранее гарантировали бы невозможность флаттера во всем эксплоатационном диапазоне скоростей. Какими должны быть эти меры, можно установить лишь после детального анализа физической сущности явления флаттера.

Пусть вследствие случайной причины крыло изогнулось, так что некоторое его сечение заняло положение 1 (рис. 40). Последовательные положения этого сечения обозначены на рисунке цифрами 1—9, причем жесткость кручения будем предполагать настолько значительной, что закручиванием сечений можно пренебречь, считая деформации крыла состоящими только из изгиба и отклонения элеронов. Под действием сил упругости сечение будет двигаться к положению равновесия 3, затем начнет замедленно двигаться к крайнему положению 5; после этого движение станет повторяться, но в обратном направлении, сечение начнет ускоренно двигаться к положению равновесия 7, а затем замедленно к крайнему положению 9. Подобное движение происходило бы вечно, если бы не было никаких посторонних источников энергии и никакого рассеяния энергии. На самом же деле, наличие набегающего на крыло потока определяет непрестанное изменение подъемной силы в процессе колебаний, что существенно, меняет характер колебаний. Это изменение подъемной силы вызывается двумя обстоятельствами, каждое из которых следует проанализировать в отдельности. Во-первых, подъемная сила будет изменяться за счет скорости колебаний на изгиб и, во-вторых, за счет неизбежных отклонений элерона. Как увидим, эти изменения подъемной силы направлены в различные стороны: приращение, определяемое скоростью колебаний на изгиб, направлено против движения и препятствует колебательному процессу, а приращение, связанное с отклонениями элеронов, направлено в сторону: движения и способствует колебаниям.

Благодаря наличию вертикальных скоростей крыла в интервале положений 1—5 профиль будет встречать поток под увеличенным углом атаки (см. схему скоростей на рис. 40 слева внизу); в интервале положений 5—9 крыло будет встречать поток под уменьшенным углом атаки. Это периодическое изменение угла атаки вызовет периодическое изменение подъемной силы на величину

Это приращение пропорционально скорости полета (показано на рис. 40 сплошными стрелками); оно направлено все время против изгибного движения крыла, т. е. вверх в интервале 1—5 и вниз в интервале 5—9. Таким образом, сила Y₁ является силой, препятствующей изгибным колебаниям.

Рассмотрим теперь отклонения элерона и вызываемые этими отклонениями изменения в подъемной силе крыла. Положим, что центр тяжести элерона расположен сзади оси его вращения (см. схему на рис. 40 справа внизу). Тогда в интервале ускоренного движения 1—3 сила инерции будет направлена вверх и в ту же сторону окажется отклоненным и элерон. В интервале замедленного движения 3—5 сила инерции окажется направленной вниз и станет выравнивать элерон вплоть до полного выравнивания в крайнем нижнем положении 5; таким образом, всюду в интервале 1—5 элерон оказывается отклоненным вверх.

Подобное рассуждение приводит к заключению об отклонении элерона вниз в интервале положений 5—9. Эти отклонения показаны на рис. 40. Следствием отклонений элерона появится приращение подъемной силы, направленной вниз в интервале положений 1—5 и вверх в интервале положений 5—9. Эти приращения показаны на рис. 40 пунктирными стрелками. Таким образом, когда крыло движется вниз, отклонения элеронов вызывают силу, направленную также вниз, а когда крыло движется вверх, подъемная сила направлена также вниз. Иными словами, дополнительная подъемная сила Y₂ направлена всегда в сторону движения и стремится усилить колебательный процесс. Эта сила пропорциональна квадрату скорости полета и потому растет быстрее, чем Y₁ при увеличении скорости полета.

Для разрушения всей схемы возникновения флаттера достаточно добиться, чтобы при колебаниях крыла на изгиб элерон отклонялся в сторону, противоположную тому, как это изображено на рис. 40. Это, в свою очередь, требует, чтобы центр тяжести элерона находился не сзади центра вращения, а впереди его. Иными словами, весовая балансировка элерона является радикальным средством борьбы с флаттером и; в настоящее время обеспечивается на подавляющем большинстве самолетов. Для балансировки в носок элерона помещают специальные грузы, смещающие центр тяжести элерона вперед. Эти балансирующие грузы наиболее эффективны при расположении их ближе к концу крыла, где размахи колебаний наибольшие.

Наличие стопроцентной весовой балансировки полностью устраняет возможность появления флаттера на любых скоростях полета. Иногда ограничиваются частичной балансировкой, делающей флаттер возможным, но на столь больших скоростях, которые превосходят скорость полета. Креме описанного вида флаттера (называемого изгибно-электронным), возможен также изгибно-крутильный флаттер, выражающийся в незатухающих колебаниях изгиба и кручения крыла (даже при неподвижном элероне). Основными мерами борьбы с этой формой флаттера являются увеличение жесткости крыла на кручение и возможно: большее смещение центра тяжести крыла вперед.

29. Флаттер оперения

Подобно тому, как возможны незатухающие колебания крыла с элероном, оказываются возможными незатухающие колебания оперения на упругом фюзеляже. Не разбирая деталей этого явления, отметим, что оно возникает вследствие той же самой причины — несбалансированности рулей. При рассмотрении рис. 40, на котором показано не крыло с элероном, а стабилизатор с рулем высоты (или киль с рулем поворота), станет ясным возможность флаттера оперения (при этом стабилизатор или киль будет также несколько поворачиваться в процессе колебаний). При одном из полетов самолета «Метеор» в полете внезапно отломался балансир руля поворота,— последний оказался несбалансированным, в результате возник флаттер. Летчику удалось посадить самолет благополучно, однако этот редкий случай благополучного выхода из флаттера оказался возможным, вероятно, вследствие исключительно точного пилотирования (летчик должен был немедленно уменьшить скорость полета, сделав ее возможно меньше критического значения ее). Из сказанного должна стать ясной обязательность весовой балансировки не только) элеронов, но и всех рулей.

Источник

ОСОБЕННОСТИ ПОПЕРЕЧНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ НА БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА

При достижении современными самолетами больших скоростей полета появились ранее неизвестные явления, усложняющие пилотирование самолета: «валежка», реверс элеронов, обратная реакция на дачу ног, снижение эффективности элеронов и рулей.

«Валежка» обусловливается нарушением аэродинамической симметрии, потому что невозможно построить самолет с идеально одинаковыми (симметричными) по жесткости, геометрической форме правым и левым полу крыльями. Предположим, что в результате геометрической несимметрии угол атаки одного полукрыла оказался чуть больше, чем другого. Из-за отсутствия симметрии в углах атаки появится кренящий момент, для устранения которого летчик должен отклонить элероны в противоположную сторону. На больших скоростях полета, даже при незначительной разности углов атаки, кренящий момент достигает большой величины и для его парирования нужно или отклонять элероны на большой угол, или уменьшать скорость полета. Если самолет имеет неодинаковую жесткость полукрыльев, то при полете на большой приборной скорости менее жесткое крыло будет иметь большую деформацию. Если это стреловидное крыло, то деформация в виде изгиба вызывает уменьшение углов атаки, особенно ближе к концу крыла (Рис. 31).

При различной жесткости на изгиб и кручение углы атаки правого и левого полукрыльев будут изменяться на разные величины. Это в свою очередь приводит к тому, что подъемные силы крыльев будут неодинаковы. При больших приборных скоростях разница в подъемных силах становится настолько большой, что вызывает кренение самолета в сторону менее жесткого крыла.

Реверс элеронов. Под действием аэродинамических сил крыло в полете изгибается и закручивается. Кручение крыла объясняется тем, что внешняя нагрузка, действующая по линии центров давления крыла, не совпадает с так называемой осью жесткости (Рис. 32). Линия центров давления, как правило, расположена позади линии жесткости крыла, поэтому крыло закручивается на уменьшение углов атаки. У прямых крыльев это явление выражено слабее, чем у стреловидного крыла, у которого аэродинамические силы вызывают кручение и изгиб, причем последний также закручивает крыло.

Отклонение элеронов смещает центр давления назад, чем еще больше закручивается стреловидное крыло. Кручение крыла за счет отклонения элеронов может достигнуть такого изменения фактических углов атаки полукрыла, что подъемная сила, создаваемая элеронами D_Уэл, будет меньше изменения подъемной силы, вызванного кручением крыла В результате самолет будет крениться не в ту сторону, куда отклонена ручка управления, а в противоположную. Наступает так называемый реверс элеронов. Реверсом элеронов называется обратное их действие, наступающее на больших скоростях полета вследствие закручивания крыла.

Рис. 31 Влияние изгиба стреловидного крыла на фактические углы атаки профилей

Рис. 32 Кручение крыла от внешних нагрузок и при отклонении элеронов

Скорость полета, при которой самолет теряет поперечную управляемость, называется скоростью реверса. Для предотвращения реверса элеронов необходимо, чтобы максимальная скорость полета была меньше скорости реверса. Понятно, что для увеличения скорости реверса необходимо увеличить жесткость крыла на кручение.

Обратная реакция на дачу ноги возникает у самолетов со стреловидными крыльями при полете со скоростью, превышающей критическую скорость по числу М. Суть этого явления состоит в том, что при отклонении руля направления в одну сторону, например вправо, самолет начинает крениться влево. Это объясняется тем, что при отклонении руля вправо фактическая стреловидность полукрыльев изменяется (см. Рис. 33).

Рис. 33 Изменение Су в зависимости от числа М. полета и стреловидности крыла

При превышении некоторой скорости, соответствующей М_обр, изменение стреловидности таким образом изменяет подъемную силу, что у полукрыла с меньшей фактической стреловидностью подъемная сила уменьшается, а у полукрыла, действительная стреловидность которого увеличивается, произойдет рост подъемной силы. В результате то полукрыло, в сторону которого была отклонена педаль, начнет подниматься, т. е самолет начнет вращаться в сторону, противоположную отклонению педали.

Снижение эффективности рулей появляется при полете на закритических скоростях полета.

При полете на докритических скоростях отклонение руля (элерона) вызывает перераспределение давлений по всему профилю оперения или крыла, в результате чего возникает дополнительная аэродинамическая сила DУ_Г.О.

Если полет совершается на закритических скоростях, при которых на оперении возникают скачки уплотнения, то эффективность рулей резко снижается в результате того, что перераспределение давлений вдоль хорды профиля при отклонении руля распространяется вперед только до скачка уплотнения.

Объясняется это тем, что возмущения, вызванные отклонением руля и распространяющиеся со скоростью звука, не могут распространиться на ту часть оперения, где скорость потока больше скорости звука. Поэтому при отклонении руля (элеронов) при закритических числах М полета изменяется характер обтекания только той части оперения, которая расположена позади скачка уплотнения (Рис. 34).

Рис. 34 Распределение давления вдоль хорды профиля при отклонении рулей при

Таким образом, в создании дополнительной аэродинамической силы, вызванной отклонением руля, принимает участие только часть площади оперения, в результате чего величина подъемной силы DУ_г.о. также будет уменьшена. Для повышения эффективности рулей на закритических скоростях полета стабилизатор и киль набираются из профилей с меньшей, чем у крыла, относительной толщиной с, увеличивается стреловидность хвостового оперения.

При полете на сверхзвуковых скоростях эффективность рулей почти полностью восстанавливается. Это объясняется тем, что при отклонении руля, например, вниз, над ним увеличивается разрежение из-за увеличения скорости потока, а под ним скорость потока уменьшается из-за его торможения. Вследствие этого разность давлений под рулем и над рулем увеличивается, что приводит к увеличению эффективности рулей.

Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяют так называемые интерцепторы, которые представляют собой пластины, кинематически связанные с элеронами и расположенные вдоль размаха крыла. В зависимости от конструкции самолета интерцепторы могут быть расположены как на верхней поверхности крыла, так и на нижней (Рис. 35). При верхнем расположении интерцептора он выдвигается при отклонении элерона вверх. Выдвижение интерцептора вызывает интенсивный срыв потока, вследствие чего происходит резкое снижение подъемной силы крыла. При нижнем расположении интерцептор выдвигается в поток на том крыле, на котором элерон отклоняется вниз. В этом случае пластина интерцептора тормозит поток, давление под крылом повышается и крыло получает дополнительный прирост подъемной силы

Как самостоятельный орган поперечного управления интерцепторы не получили применения вследствие значительного запаздывания в своем действии, поэтому применяются как дополнение к элеронам. При нейтральном положении элеронов интерцепторы убраны заподлицо с обшивкой и выдвигаются лишь при отклонении элеронов на некоторый угол. Дальнейшее увеличение угла отклонения элеронов происходит при выдвинутом интерцепторе. В результате синхронизации отклонения интерцептора и элерона их действия как органов управления суммируются.

Дата добавления: 2016-08-23 ; просмотров: 3334 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ

Источник

oldfinn

Старожил

Старожил

Почему на 767 стоит внутренний элерон, не знаю. Могу только предположить, что их используют на высоких скоростях, дабы избежать т.н. «реверса элеронов», не вкладывая массу в жесткость крыла.

Местный

Air_116

Местный

Большинство современных широкофюзеляжных самолетов, имеют крыло большого размаха и большого удлинения. Так как такие крылья имеют относительно тонкий суперкритический профиль в концевой части крыла, то в тех местах они имеют низкую жесткость, в частности сильно податливы на кручение, Расположение там элеронов приводит к тому, что на высоких скоростях полета, при отклонении элеронов, крыло начинает закручиваться в противоположную сторону, что приводит к существенному снижению эффективности элеронов, и может привести к их реверсу.

Основную долю в управлении по крену осуществляют именно внутренние элероны и спойлероны. Внешние секции элеронов в основном включаются в управление по крену при полетах с низкими скоростями, при полетах с выпущенной механизацией.

Например на самолете Boeing 747-400 внешние секции элеронов включаютя только если приборная скорость самолета меньше 232 kts, или выпущена механизация.

На Ил-96-300 внешние секции элеронов в управлении по крену вообще практически не участвуют, они работают в автоматическом режиме непосредственного управления подъемной силой крыла ( то есть относятся к системе автоматического демпфирования САД). Они управляются от датчиков.

Источник