ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Несущие поверхности, предназначенные для создания устойчивости, управляемости и балансировки самолета, называют оперением.

Продольная балансировка, устойчивость и управляемость самолета обычной схемы обеспечиваются горизонтальным оперением. Путевая балансировка, устойчивость и управляемость — вертикальным оперением. Балансировка и управление самолета относительно продольной оси — элеронами. Оперение обычно состоит« из неподвижных поверхностей, служащих для обеспечения равновесия (балансировки) и устойчивости, и подвижных поверхностей при отклонении которых создаются аэродинамические моменты, необходимые для равновесия (балансировки) и управления полетом. Неподвижная часть горизонтального оперения называется стабилизатором, а вертикального — килем. К стабилизатору шарнирно: крепится руль высоты, состоящий обычно из двух половин, а к килю — руль направления. Действие аэродинамических рулей основано на изменении при постоянном угле атаки аэродинамической силы профиля вследствие изменения его кривизны. Искривление профиля приводит к возникновению СИЛЫ тяги, которая благодаря большому плечу относительно центра тяжести самолета создает момент, уравновешивающий суммарный момент тяги двигателей, сил, возникающих на крыле, фюзеляже и других частях самолета. Таким образом, момент оперения балансирует самолет. Отклонением руля в ту или другую сторону можно изменить не только значение, но и направление момента, и таким образом вызвать поворот самолета относительно поперечной оси, т. е. управлять самолетом. Момент относительно оси вращения руля, возникающий от действия на него аэродинамической силы ЯР, обычно называют шарнирным моментом и обозначают Мт=ЯРа. Шарнирный момент зависит от скорости полета (числа М), углов атаки и скольжения, угла отклонения руля, местоположения шарниров подвески и размеров руля. Отклоняя рычаги управления, пилот должен приложить определенное усилие для преодоления шарнирного момента. Сохранение приемлемых для пилота усилий достигается применением аэродинамической компенсации. Обычно у самолетов оперение располагается позади крыла, но у сверхзвуковых самолетов стала все чаше применяться схема «утка». У таких самолетов горизонтальное оперение располагается впереди крыла и является несущим.

Как уже отмечалось, при переходе к сверхзвуковой скорости полета на самолете возникает мощный пикирующий момент, для компенсации которого необходимо увеличивать направленную вниз подъемную силу горизонтального оперения. Если при дозвуковой скорости полета отрицательная подъемная сила горизонтального оперения приблизительно составляет 0,1Укр, то при сверхзвуковой скорости полета она равна (0,25—0,3) Укр. Балансировка самолета обеспечивается отклонением руля высоты вверх, что приводит к увеличению лобового сопротивления самолета и уменьшению аэродинамического качества.

При переднем расположении горизонтального оперения повышается его эффективность (оперение не затенено крылом), что требует меньшего отклонения рулевых поверхностей при балансировке самолета. Однако схема «утка» имеет ряд недостатков: срыв потока у оперения наступает раньше, чем на крыле, в результате чего возникают продольные колебания самолета; из-за удлиненной носовой части самолета снижается путевая устойчивость, при полете на больших углах атаки (при посадке) срыв потока нЯ оперении вызывает опасное и быстрое опускание носовой части самолета («кивок»). Для устранения отрицательных последствия схемы «утка» при дозвуковом полете носовое оперение должно либо убираться из потока, либо находиться во флюгерном положение и выпускаться в поток или фиксироваться в определенном положении (если при полете на дозвуковой скорости оно флюгировалось при переходе К сверхзвуковой скорости.

В настоящее время на сверхзвуковых самолетах (ТУ-144, «Конкорд» и др.) для обеспечения продольной балансировки изменяю центровку в полете перекачиванием топлива в балансировочных; баках. Две группы балансировочных баков располагаются следующим образом: одна в носовой части, вторая в хвостовой част^ фюзеляжа. Когда самолет начинает переходить от дозвуковой к сверхзвуковой скорости и точка приложения подъемной силы перемещается назад, начинается

перекачка топлива из передних ба ков в хвостовые. Центр тяжести самолета при этом начинает также перемещаться назад, чем парируется нарастание пикирующего! момента. При уменьшении скорости полета топливо перекачивается в передние баки. Так, на самолете «Конкорд» при разгоне до сверхзвуковой скорости примерно за 5 мин перекачивается свыше 9000 л топлива из передних баков в задний. Обратная перекачка при переходе к дозвуковой скорости занимает 4 мин.

Сверхзвуковые самолеты больших размеров выполняют по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом (ТУ-144, «Конкорд»). Поперечное и продольное управление их осуществляется с помощью, элевонов, установленных на задней «кромке крыла. При отклонении ручки управления самолетом влево или вправо элевоны выполняют роль обычных элеронов и служат для поперечного управления. При отклонении ручки управления от себя или на себя они одновременно отклоняются вверх или вниз и используются для продольного управления самолетом.

Основное достоинство таких самолетов — малое изменение устойчивости при переходе через критическое значение числа М из-за снижения эффективности оперения, кроме того, у них меньшее волновое сопротивление и масса конструкции. Недостаток самолета схемы «бесхвостка» — снижение подъемной силы крыла при отклонении элеронов вверх, что ухудшает условия взлета и посадки и снижает маневренность.

Эффективность рулей можно оценить по изменению продольного момента, моментов крена и рыскания при отклонении на 1° соответствующего руля. При больших скоростях полета сжимаемость воздуха, а также упругие деформации конструкции заметно снижают эффективность рулей. Уменьшение эффективности руля при больших околозвуковых скоростях обусловливается главным образом упругой закруткой стабилизатора, киля, крыла при отклонении соответствующего руля, которая снижает общий4 прирост подъемной силы профиля от отклонения руля.

Степень упругой закрутки профиля при отклонении руля зависит от действующего на профиль аэродинамического момента (относительно центра жесткости профиля), а также от жесткости самой конструкции. Малая относительная толщина оперения скоростных самолетов, а значит, малая жесткость, может вызвать явление реверса управления. Уменьшение эффективности рулей при обтекании их потоком со сверхзвуковыми скоростями вызвано и другими причинами. При сверхзвуковом обтекании добавочная подъемная сила при отклонении руля возникает только на руле, неподвижная часть оперения (киль, стабилизатор) участия в создании дополнительной аэродинамической силы не принимает. Поэтому для получения достаточной управляемости

необходимо большее отклонение руля или увеличение площади отклоняемой поверхности. С этой целью на сверхзвуковых самолетах устанавливают подвижный управляемый стабилизатор с рулем высоты. То же самое относится к вертикальному оперению. На сверхзвуковых самолетах возможно применение поворотного киля без руля поворота. Изменение направления полета тогда достигается поворотом стабилизатора и киля. Углы отклонения стабилизатора и киля значительно меньше углов отклонения соответствующих рулей. Отклонение безрулевых поверхностей осуществляется с помощью необратимых самотормозящих гидравлических или электрических силовых устройств. Безрулевое оперение обеспечивает эффективное управление и балансировку самолета в большом диапазоне скоростей (от малых дозвуковых до больших сверхзвуковых) и центровок. Управление относительно поперечной оси (управление по тангажу) и продольная балансировка осуществляются рулем высоты и поворотным стабилизатором. Последний — эффективное средство, позволяющее увеличить диапазон центровок самолета смещением предельно передней центровки. Так, например, при переводе стабилизатора с угла установки —предельно передняя центровка смещается вперед на 8—10%.

Элероны (рули крена) расположены на концевой части крыла. Принцип действия их заключается в перераспределении аэродинамической нагрузки по размаху крыла. Если, например, левый элерон отклоняется вниз, а правый вверх, то подъемная сила левой половины крыла возрастает, а правой уменьшается. В результате возникает момент, накреняющий самолет. Создать достаточную эффективность рулей крена у сверхзвуковых самолетов трудно. Ввиду малой толщины крыла и особенно его концевых участков и при отклонении элеронов крыло закручивается в сторону, противоположную отклонению элеронов, что резко снижает эффективность элеронов. Увеличение жесткости концевых участков крыла приводит к увеличению массы конструкции. В последнее время

появились самолеты с так называемыми внутренними элеронами. Если обычные элероны устанавливают вдоль концевой части крыла, то внутренние располагай« ближе к фюзеляжу. При одинаковой площади элеронов вследствии уменьшения плеча относительно продольной оси самолета эффективность внутренних элеронов при полете на малых скоростях снижается. Однако на большой скорости полета внутренние элерон более эффективны. Возможна одновременная установка внешних я внутренних элеронов. В этом случае при полете на малых скоростях работают внешние элероны, а на больших скоростях внутренние. Внутренние элероны крыла при взлете и посадке могут использоваться как закрылки, тогда они отклоняются на правой или левой половинах крыла одновременно вниз на одинаковый угол!

Элероны, занимая сравнительно большую часть размаха крыла! создают трудности при размещении механизации крыла по всему размаху, вследствие чего эффективность последней снижается. Стремление повысить эффективность средств механизации самолета привело к созданию интерцепторов, позволяющий уменьшить длину элерона и вследствие этого увеличить размах закрылков.

На некоторых самолетах интерцепторы используются как тормозные щитки — спойлеры, которые одновременно отклоняются вверх на обеих частях крыла только после приземления или в процессе прерванного взлета. На других самолетах интерцепторы для торможения выдвигаются на некоторую часть полного хода, а оставшаяся часть хода может быть использована для поперечной) управляемости. Высота полностью выдвинутого интерцептора составляет 5—10% хорды крыла, а длина—10—35% полуразмаха Для сохранения большей плавности обтекания крыла и уменьшения срывного сопротивления интерцепторы иногда делают не сплошными вдоль размаха, а гребенчатыми. Эффективность таких; прерывателей несколько меньше, чем сплошных, но зато вследствие ослабления срывных явлений уменьшается сопутствующая им: тряска оперения.