Penaj ( penajul aeronavei , rachete ) - un set de suprafețe aerodinamice care asigură stabilitate, controlabilitate și echilibru aeronavei în zbor . Constă din penaj orizontal și vertical. Deoarece toate aceste elemente sunt situate în secțiunea de coadă, ele sunt cunoscute și sub numele de coadă .
Cerințe de bază pentru penaj:
Oferă stabilitate longitudinală, control și echilibru. Coada orizontală constă dintr-o suprafață fixă - un stabilizator și un lift articulat cu acesta. Pentru aeronavele montate pe coadă, coada orizontală este instalată în secțiunea de coadă a aeronavei - pe fuselaj sau pe partea superioară a chilei (schemă în formă de T).
În schema „ rață ”, penajul este situat în nasul aeronavei în fața aripii. O schemă combinată este posibilă, atunci când o unitate suplimentară de coadă frontală este instalată pe o aeronavă cu o unitate de coadă - o schemă cu PGO ( unitate de coadă orizontală față ), care vă permite să utilizați avantajele ambelor scheme. Schemele „ fără coadă ”, „ aripă zburătoare ” nu au coadă orizontală.
Stabilizatorul fix are de obicei un unghi fix de instalare în raport cu axa longitudinală a aeronavei. Uneori, acest unghi este reglat pe sol. Un astfel de stabilizator se numește permuabil.
La aeronavele grele, pentru a crește eficiența controlului longitudinal, unghiul stabilizatorului poate fi schimbat în zbor folosind o unitate suplimentară, de obicei în timpul decolării și aterizării, precum și pentru a echilibra aeronava într-un anumit mod de zbor. Un astfel de stabilizator se numește mobil.
La viteze de zbor supersonice, eficiența ascensorului scade brusc. Prin urmare, în aeronavele supersonice, în loc de schema clasică GO cu un lift, se folosește un stabilizator controlat ( TSPGO ), al cărui unghi de instalare este controlat de pilot folosind pârghia de comandă longitudinală sau computerul de bord al aeronavei. . Nu există lift în acest caz.
Oferă aeronavei stabilitate direcțională, controlabilitate și echilibru în raport cu axa verticală. Este alcătuit dintr-o suprafață fixă - o chilă și o cârmă articulată cu aceasta.
VO cu toate mișcările este folosit foarte rar (de exemplu, pe Tu-160 ). Eficiența VO poate fi crescută prin instalarea unei furci - un aflux frontal în rădăcina chilei sau o creastă ventrală suplimentară . O altă modalitate este să folosiți mai multe chile (de obicei nu mai mult de două identice). O chilă disproporționat de mare, sau două chile, este adesea un semn al unei aeronave supersonice, pentru a asigura stabilitatea direcțională la viteze mari.
Formele suprafețelor penaj sunt determinate de aceiași parametri ca și forma aripii: alungire, îngustare, unghi de măturare, profil aerodin și grosimea relativă a acesteia. Ca și în cazul aripii, există penaj trapezoidal, oval, măturat și triunghiular.
Schema de penaj este determinată de numărul suprafețelor sale și de poziția relativă a acestora. Cele mai comune scheme sunt:
Ele au o analogie completă cu aripa , atât în compoziția cât și în designul elementelor principale - lămpi , pereți longitudinali, stringers , nervuri , precum și în tipul de circuite de putere. Pentru stabilizatori , schemele de spate, cheson și monobloc sunt utilizate cu destul de mult succes , iar pentru chile , ultima schemă este utilizată mai rar, din cauza anumitor dificultăți de proiectare în transferul momentului încovoietor de la chilă la fuzelaj. Îmbinarea de contur a panourilor de putere ale chilei cu fuzelaj în acest caz necesită instalarea unui număr mare de rame de putere sau instalarea pe fuselaj în planul panourilor de putere ale chilei de grinzi verticale puternice pe baza unui numărul de rame de putere ale fuselajului.
Cu stabilizatorii, este posibil să se evite transmiterea momentelor de încovoiere către fuzelaj dacă barele sau panourile de putere ale suprafețelor din stânga și din dreapta sunt conectate între ele de-a lungul drumului cel mai scurt din partea centrală. Pentru un stabilizator măturat, acest lucru necesită o fractură a axei elementelor longitudinale de-a lungul părții laterale a fuzelajului și instalarea a două nervuri laterale întărite. Dacă elementele longitudinale ale unui astfel de stabilizator fără a rupe axele ajung în planul de simetrie al aeronavei, atunci pe lângă nervurile de putere de la bord care transmit cuplul , va fi necesară încă o nervură de putere în planul de simetrie al aeronavei.
Designul stabilizatorului controlat are propriile sale caracteristici - vezi TsPGO
Având în vedere identitatea completă a designului și a lucrării de putere a cârmelor și eleroanelor, pe viitor, pentru concizie, vom vorbi doar despre cârme, deși tot ceea ce s-a spus va fi pe deplin aplicabil la eleroane. Principalul element de putere al cârmei (și al eleronului, desigur), care lucrează în îndoire și percepe aproape toată forța de tăiere, este spatul, care este susținut de suporturile articulate ale unităților de suspensie.
Sarcina principală a cârmelor este aerodinamică aeriană, care apare la echilibrarea, manevrarea aeronavei sau la zborul în aer turbulent. Percepând această sarcină, cârma cârmei funcționează ca un fascicul continuu multiportant. Particularitatea muncii sale este că suporturile cârmei sunt fixate pe structuri elastice, ale căror deformații sub sarcină afectează semnificativ puterea cârmei cârmei.
Percepția cuplului cârmei este asigurată de un contur închis al pielii, care este închis de peretele elementului lateral în locurile decupajului pentru suporturile de montare. Cuplul maxim acționează în secțiunea claxonului de comandă, în care se potrivește tija de comandă. Amplasarea claxonului (tijei de control) de-a lungul travei volanului poate afecta semnificativ deformarea volanului în timpul torsiunei.
În zbor, când suprafețele de comandă deviază, apar momente de balama, care sunt echilibrate de eforturile pilotului asupra pârghiilor de comandă. Aceste eforturi depind de dimensiunile și unghiul de deviere al cârmei, precum și de presiunea vitezei. La aeronavele moderne, forțele de control sunt prea mari, așa că este necesar să se prevadă mijloace speciale în proiectarea cârmelor pentru a reduce momentele balamalei și a echilibra eforturile lor de control. În acest scop, se utilizează compensarea aerodinamică a cârmei, a cărei esență este aceea că o parte a forțelor aerodinamice ale cârmei creează un moment relativ la axa de rotație, opus momentului principal de balama.
Următoarele tipuri de compensare aerodinamică sunt cele mai utilizate pe scară largă:
Unghiurile de deviere și eficiența unui astfel de compensator sunt proporționale cu unghiurile de deviere a cârmei, ceea ce nu este întotdeauna justificat, deoarece eforturile de control depind nu numai de unghiurile de deviere a cârmei, ci și de presiunea vitezei. Mai perfect este un servocompensator cu arc, în care, datorită includerii arcurilor cu preîncărcare în cinematica de control, unghiurile de deviere sunt proporționale cu eforturile de direcție, ceea ce se potrivește cel mai bine scopului servocompensatorului - de a reduce aceste eforturi.
Orice mod de zbor constant al aeronavei, de regulă, se realizează cu cârme deviate, ceea ce asigură echilibrarea - echilibrarea - a aeronavei în raport cu centrul său de masă. Forțele care apar în acest caz asupra comenzilor din cockpit sunt denumite în mod obișnuit echilibrare. Pentru a nu obosi pilotul în zadar și a-l salva de aceste eforturi inutile, pe fiecare suprafață de control este instalat un trimmer , care vă permite să eliminați complet eforturile de echilibrare.
Trimmer-ul este complet identic din punct de vedere structural cu servocompensatorul și este, de asemenea, suspendat cu balamale în secțiunea de coadă a volanului, dar, spre deosebire de servocompensator, are control suplimentar manual sau electromecanic. Pilotul, deflectând trimmer-ul în direcția opusă devierii cârmei, realizează echilibrul cârmei la un unghi de deviere dat cu efort zero pe pârghia de comandă. În unele cazuri, se folosește o suprafață combinată trimmer-servo compensator, care, atunci când unitatea este pornită, funcționează ca un trimmer, iar când este oprită, îndeplinește funcțiile unui servocompensator.
Trebuie adăugat că trimmerul poate fi folosit doar în astfel de sisteme de control în care forțele asupra pârghiilor de comandă sunt direct legate de momentul balamalei volanului - sisteme de control mecanic non-booster sau sisteme cu amplificatoare reversibile. În sistemele cu amplificatoare ireversibile - amplificatoare hidraulice - forțele naturale pe suprafețele de control sunt foarte mici, iar pentru a simula „controlul mecanic” pentru pilot, acestea sunt create suplimentar de mecanisme de încărcare cu arc și nu depind de momentul balamalei volan. În acest caz, trimmerele nu sunt instalate pe cârme, iar forțele de echilibrare sunt îndepărtate prin dispozitive speciale - mecanisme cu efect de tăiere instalate în cablajul de comandă.
Un stabilizator reglabil poate servi ca un alt mijloc de echilibrare a unei aeronave într-un mod de zbor constant. În mod obișnuit, un astfel de stabilizator este montat pivotant pe punctele rigide din spate, iar nodurile frontale sunt conectate la o unitate de putere, care, prin mișcarea nasului stabilizatorului în sus sau în jos, schimbă unghiul de instalare în zbor. Prin selectarea unghiului de instalare dorit, pilotul poate echilibra aeronava cu moment zero al balamalei pe ascensor. Același stabilizator asigură, de asemenea, eficiența necesară controlului longitudinal al aeronavei în timpul decolării și aterizării.
Cauza flutterului de încovoiere a eleronului și a cârmei de încovoiere este dezechilibrul lor de masă în raport cu axa balamalei . De obicei, centrul de masă al suprafețelor de control este situat în spatele axei de rotație. Ca urmare, în timpul vibrațiilor de încovoiere ale suprafețelor de reazem, forțele de inerție aplicate în centrul de masă al cârmelor, din cauza deformărilor și a jocurilor din cablajul de comandă, deviază cârmele la un anumit unghi, ceea ce duce la apariția unor forţe aerodinamice care măresc deformaţiile la încovoiere ale suprafeţelor portante. Odată cu creșterea vitezei, forțele de balansare cresc și la o viteză numită viteza critică de flutter, structura este distrusă.
Un mijloc radical de eliminare a acestui tip de flutter este instalarea unor greutăți de echilibrare în nasul cârmelor și eleronanelor pentru a-și deplasa centrul de masă înainte.
Echilibrarea 100% în greutate a cârmei, în care centrul de masă este situat pe axa de rotație a cârmei, asigură eliminarea completă a cauzei apariției și dezvoltării flutterului.
Organele penajul aflate în zbor sunt afectate de forţe aerodinamice distribuite , a căror amploare şi lege de distribuţie sunt stabilite de standarde de rezistenţă sau sunt determinate de epuizări . Forțele inerțiale de masă ale penajului, datorită micii lor, sunt de obicei neglijate. Luând în considerare activitatea elementelor de împingere în percepția sarcinilor externe, prin analogie cu aripa, ar trebui să se facă distincția între puterea generală a unităților de împingere ca grinzi, în secțiunile cărora există forțe de forfecare, momente de încovoiere și momente de cuplu, și munca locală din încărcătura de aer atribuită fiecărei secțiuni a pielii cu elemente de armare.
Diverse unități de penaj diferă unele de altele în scopul și metodele de fixare, ceea ce introduce propriile caracteristici în lucrările de putere și afectează alegerea schemelor lor structurale de putere. Eficiența necesară a empenajului este asigurată de alegerea corectă a formei și locației suprafețelor sale, precum și a valorilor numerice ale parametrilor acestor suprafețe. Pentru a evita umbrirea, elementele penajului nu trebuie să cadă în urma aripii, nacelelor și altor componente ale aeronavei. Utilizarea sistemelor computerizate de zbor nu are un efect mai mic asupra eficienței penajului. De exemplu, înainte de apariția computerelor de bord a aeronavelor suficient de avansate, coada în V nu a fost folosită aproape niciodată, din cauza complexității sale în control.
Un debut mai târziu al unei crize de valuri pe penaj se realizează prin unghiuri de măturare crescute în comparație cu aripa și grosimi relative mai mici. Flutterul și bufingul pot fi evitate prin măsuri cunoscute pentru eliminarea acestor fenomene aeroelastice.