stringtranslate.com

Вертикальный стабилизатор

Вертикальный стабилизатор — неподвижная вертикальная поверхность хвостового оперения.

Вертикальный стабилизатор или хвостовой плавник [1] ​​[2] — это статическая часть вертикального хвоста самолета . [ 1] Термин обычно применяется к сборке как этой неподвижной поверхности, так и одного или нескольких подвижных рулей, шарнирно прикрепленных к ней. Их роль заключается в обеспечении управления, устойчивости и балансировки по рысканию (также известной как курсовая или флюгерная устойчивость). Это часть хвостового оперения самолета , в частности его стабилизаторов .

Вертикальное оперение [3] обычно устанавливается сверху задней части фюзеляжа, а горизонтальные стабилизаторы устанавливаются по бокам фюзеляжа (конфигурация, называемая «обычным хвостом»). Иногда вместо этого используются другие конфигурации, такие как Т-образное или двойное хвостовое оперение .

Вертикальные стабилизаторы иногда использовались в автоспорте , например, в гонках прототипов в Ле-Мане .

Функция

Принцип

Поверхности управления в хвосте обычного самолета

Вертикальный хвост самолета обычно состоит из фиксированного вертикального стабилизатора или плавника, на котором установлен подвижный руль направления. Триммер может быть также установлен на руле направления. Вместе их роль заключается в том, чтобы обеспечить балансировку в направлении рыскания (компенсировать моменты рыскания, возникающие из-за любой асимметрии тяги или сопротивления ), обеспечить управление самолетом по рысканию (например, инициировать боковое скольжение во время посадки при боковом ветре ), а также обеспечить устойчивость по рысканию (флюгер или курсовая устойчивость). [4]

Чем дальше он находится от центра тяжести, тем более эффективным может быть вертикальное оперение. Таким образом, более короткие самолеты обычно имеют более крупные вертикальные хвосты; например, вертикальный хвост короткого Airbus A318 больше, чем у его более длинных аналогов в семействе A320 .

Эффективность вертикального оперения зависит от его эффективности и коэффициента объема вертикального оперения [5] (также называемого объемным отношением [6] ), который обезразмеривает его площадь и плечо с размерами основного крыла:

(где индексы и обозначают вертикальное оперение и крыло соответственно, обозначает площадь, а обычно является средней аэродинамической хордой ). Значения коэффициента вертикального оперения лишь незначительно различаются от самолета к самолету, причем крайние значения варьируются от 0,02 (планер) до 0,09 (реактивный транспортный самолет). [5]

Эффективность хвоста — это отношение динамического давления в хвосте к динамическому давлению в свободном потоке. Хвост имеет максимальную мощность при погружении в свободный поток с эффективностью, равной единице. При частичном погружении в след его эффективность снижается, поскольку след имеет более низкое динамическое давление, чем свободный поток. Высоту плавника может потребоваться увеличить, чтобы восстановить его требуемую эффективность в определенных условиях полета. Panavia Tornado имел высокий плавник для курсовой устойчивости при больших углах падения. [7]

Дифферентовка и контроль рыскания

Руль направления — это направляющая поверхность управления , которая обычно шарнирно крепится к килю или вертикальному стабилизатору. Перемещение руля позволяет пилоту управлять рысканием вокруг вертикальной оси, т. е. изменять горизонтальное направление, в котором направлен нос.

Максимальное отклонение руля направления обычно контролируется ограничителем хода руля направления . Наибольший достижимый угол руля направления в определенных условиях полета называется пределом продувки. Он представляет собой баланс между аэродинамическими силами на руле направления и механическими силами от исполнительного механизма. [8]

Многомоторные самолеты, особенно те, у которых двигатели установлены на крыльях, имеют большие мощные рули. Они должны обеспечивать достаточный контроль после отказа двигателя на взлете при максимальном весе и ограничении бокового ветра [9] и способность к боковому ветру при нормальном взлете и посадке. [10]

Для руления и в начале взлета самолет управляется комбинацией руля направления, а также поворотом носового или хвостового колеса. На малых скоростях носовое или хвостовое колесо имеет наибольшие полномочия управления, но по мере увеличения скорости аэродинамические эффекты руля направления увеличиваются, тем самым делая руль направления все более и более важным для управления рысканием. В некоторых самолетах (в основном небольших самолетах) оба этих механизма управляются педалями руля направления, поэтому для пилота нет никакой разницы. В других самолетах есть специальный румпель, управляющий рулевым управлением колес, а педали управляют рулем направления, и ограниченное количество рулевого управления колесом (обычно 5 градусов рулевого управления носовым колесом). Для этих самолетов пилоты прекращают использовать румпель после выравнивания с взлетно-посадочной полосой перед взлетом и начинают использовать его после приземления перед съездом с взлетно-посадочной полосы, чтобы предотвратить чрезмерную корректировку с помощью чувствительного румпеля на высоких скоростях. Педали также можно использовать для небольших корректировок при рулении по прямой или при входе в поворот или выходе из него перед использованием румпеля, чтобы поворот был плавным. [ необходима цитата ]

При нейтральном положении органов управления самолет все еще может слегка рыскать в одну сторону. Это исправляется путем настройки триммерной поверхности, часто отдельной триммерной пластины , установленной на руле направления, но иногда и на самом руле направления, чтобы противодействовать рысканию и гарантировать, что самолет летит по прямой линии. [ необходима цитата ]

Изменение настройки триммера регулирует нейтральное или положение покоя поверхности управления (например, руля высоты или руля направления). Поскольку желаемое положение поверхности управления изменяется (в основном в зависимости от различных скоростей), регулируемый триммер позволит оператору уменьшить ручное усилие, необходимое для поддержания этого положения, — до нуля, если используется правильно. Таким образом, триммер действует как сервопривод . Поскольку центр давления триммера находится дальше от оси вращения поверхности управления, чем центр давления поверхности управления, движение, создаваемое триммером, может соответствовать движению, создаваемому поверхностью управления. Положение поверхности управления на ее оси будет меняться до тех пор, пока крутящий момент от поверхности управления и поверхности триммера не уравновесят друг друга. [ необходима цитата ]

Устойчивость к рысканию

Вертикальный хвост играет определяющую роль в устойчивости рыскания, обеспечивая большую часть требуемого восстанавливающего момента относительно центра тяжести, когда самолет скользит. Устойчивость рыскания обычно количественно определяется с помощью производной коэффициента момента по углу рыскания. [6]

Воздушный поток над вертикальным хвостом часто зависит от фюзеляжа, крыльев и двигателей самолета, как по величине, так и по направлению. [6] Основное крыло и горизонтальный стабилизатор, если они имеют большую стреловидность , могут вносить значительный вклад в устойчивость рыскания; крылья, стреловидные назад, имеют тенденцию увеличивать устойчивость рыскания. Однако стреловидность крыла и горизонтального хвоста обычного самолета не влияет на балансировку самолета по рысканию. [6]

Двугранный угол в основном крыле и горизонтальном хвосте также может иметь небольшое влияние на статическую устойчивость рыскания. Этот эффект является сложным и связан с эффектом стреловидности крыла и обтекания фюзеляжа. [6]

Воздушные винты , особенно когда они движутся так, что их ось образует угол со скоростью набегающего потока , могут влиять на статическую устойчивость самолета при рыскании. [6]

Соединение с роликом

Вертикальное оперение влияет на поведение самолета в крене , поскольку его аэродинамический центр обычно находится намного выше центра тяжести самолета. [1] Когда самолет скользит вправо, относительный ветер и боковая сила на вертикальном оперении преобразуются в момент против часовой стрелки в крене. [6]

Сверхзвуковой полет

Двойные подфюзеляжные кили на F-16

В сверхзвуковом полете вертикальное оперение становится все менее эффективным с увеличением числа Маха, пока потеря устойчивости не станет неприемлемой. [11] Устойчивость снижается, поскольку подъемная сила или боковая сила, создаваемая хвостом, уменьшается со скоростью для каждого градуса угла бокового скольжения (наклона подъемной кривой). Это происходит из-за совершенно другого распределения давления с ударными волнами и волнами расширения по сравнению с дозвуковой скоростью. [12] Для достижения требуемой устойчивости на максимальной рабочей скорости самолета вертикальное оперение может быть увеличено, например, на североамериканском F-100 Super Sabre (первоначальное требование к площади плавника было недооценено). Дополнительная площадь может быть добавлена ​​путем установки подфюзеляжных плавников (например, на более скоростных, более поздних версиях Vought F-8 Crusader ) или складывающихся законцовок крыла (например, на североамериканском XB-70 Valkyrie ). Если больший хвост неприемлем, можно использовать автоматические отклонения руля направления для увеличения боковой силы хвоста и восстановления курсовой устойчивости. Этот метод использовался на Avro Arrow . [13]

Срыв вертикального оперения

У основания вертикального хвоста этого Boeing 737-300 виден спинной плавник.

Вертикальный хвост иногда имеет филе или спинной плавник у своего переднего основания, что помогает увеличить угол сваливания вертикальной поверхности (что приводит к вихревой подъемной силе) и таким образом предотвратить явление, называемое замком руля направления или реверсом руля направления. Замок руля направления происходит, когда сила на отклоненном руле направления (например, при устойчивом боковом скольжении ) внезапно меняет направление, когда вертикальный хвост сваливается. Это может привести к тому, что руль направления застрянет при полном отклонении, и пилот не сможет его центрировать. [14] Спинной плавник был введен в 1940-х годах, например, на Douglas DC-4 1942 года , предшествовав крыльевым накладкам истребителей, разработанных в 1970-х годах, таких как F-16 . [15]

Структурные соображения

Руль и киль на большом или быстром самолете подвергаются значительной силе, которая увеличивается с отклонением руля. Крайний случай возникает при отклонении от контролируемого полета, известном как опрокидывание, которое в контексте киль и руля является чрезмерным боковым скольжением. Для больших транспортных самолетов стабилизирующий момент, необходимый для восстановления, исходит от киль с небольшой потребностью в отклонении руля. Эти самолеты не имеют требования выдерживать почти полное отклонение руля в этих обстоятельствах [16], поскольку структурный вес, необходимый для предотвращения структурного отказа, сделал бы их коммерчески нежизнеспособными. Потеря полного узла киль и руля произошла на рейсе 587 American Airlines , когда пилот использовал полное отклонение руля, следуя в кильватерной струе очень большого реактивного самолета. [17]

Турбулентность ясного неба привела к выходу из строя всего узла оперения и руля направления на Boeing B-52 Stratofortress, после чего пилоты совершили успешную посадку. Бомбардировщики B-52, оснащенные приборами для измерения порывов и маневренных нагрузок, зарегистрировали порывы от турбулентности ясного неба, значительно превышающие расчетный предел, с максимальными нагрузками на высоте 34 000 футов. [18]

У прототипа English Electric Lightning T4 поломка плавника была вызвана инерционным сцеплением при выполнении высокоскоростных вращений. Плавник был увеличен, усилен и были введены ограничения по скорости вращения. Однако у первого T5 также произошел сбой плавника при проведении испытаний на быстрое вращение с выдвинутым ракетным ранцем. [19]

Молния потеряла свой плавник из-за взаимодействия между самолетами, находившимися в непосредственной близости на малой высоте при полете в строю на М 0,97, показательном показе фигур высшего пилотажа. Были введены ограничения, включая разделение между самолетами, находящимися в строю. [19]

Бафтинг киля является критической проблемой для истребителей с двумя или одним килем, поскольку усталостная долговечность конструкции киля сокращается из-за флуктуирующих нагрузок, вызванных разрывными вихрями, ударяющимися о киль. Одиночный киль на Eurofighter Typhoon испытывает ударные нагрузки, вызванные разрывными вихрями, которые возникают из передней кромки утка и крыла при больших углах атаки. Боковые стороны верхнего воздушного тормоза при отклонении также сбрасывают вихри, которые ударяются, после разрыва, о киль. Бафтинг от выпущенного воздушного тормоза является самым высоким, когда эффективный угол атаки воздушного тормоза является наибольшим, который для полностью выпущенного воздушного тормоза является наибольшим при малом угле атаки самолета и наименьшим при маневрировании. [20] Двойные кили McDonnell Douglas F/A-18 Hornet подвержены бафтингу из-за разрушения или разрыва вихря расширения передней кромки (LEX) перед хвостом. [21] Добавление ограждения LEX значительно снижает тряску и увеличивает усталостную долговечность ребер. [22]

Конфигурации

Цельноповоротный хвостовой плавник

Самолетами с цельноповоротными килями, которые, однако, не поступили на вооружение, были North American F-107 [24] и BAC TSR-2 . [25]

Lockheed SR-71 Blackbird и North American X-15 использовали фиксированные стержни для килей и рулей направления для оставшейся высоты. Обычные рули были бы неадекватны для SR-71, поскольку потребовались бы чрезмерные отклонения для случая с выведенным двигателем, вызывающие неприемлемое сопротивление балансировки. [26] Ранние конфигурации, предложенные для X-15, показывают обычный фиксированный киль и хвостовой руль направления, а также подфюзеляжный киль. Это было изменено на спинной и подфюзеляжный киль, каждый из которых с внешней половиной действовал как руль направления. [27]

Несколько хвостовых плавников

Самолеты с двойным хвостом имеют два вертикальных стабилизатора. Многие современные боевые самолеты используют эту конфигурацию. Двойные рули могут использоваться в конфигурации с пониженным шасси для дополнительного продольного управления с развалом или развалом ( McDonnell Douglas F/A-18 Hornet [28] ). Двойные рули также используются в качестве воздушного тормоза, как в случае Lockheed Martin F-22 Raptor , который использует дифференциальный руль направления вместе с другими отклонениями поверхности управления для управления скоростью, поскольку у него нет специального воздушного тормоза. [29]

Двойное хвостовое оперение может быть либо H-образным, с двумя килями и рулями направления, прикрепленными к одному фюзеляжу, как, например, у среднего бомбардировщика North American B-25 Mitchell или Avro Lancaster , либо двухбалочным, когда задняя часть планера состоит из двух отдельных балочных конструкций, каждая с одним килем и рулем направления, соединенными горизонтальным стабилизатором, как, например, у транспортного самолета North American Rockwell OV-10 Bronco или Armstrong Whitworth AW.660 Argosy .

Вариант двойного хвоста, тройной хвост имеет три вертикальных стабилизатора. Avro Manchester времен Второй мировой войны получил третий киль, когда оригинальный двойной киль оказался недостаточным. Lockheed Constellation использовал три киль, чтобы обеспечить самолету необходимую площадь вертикального стабилизатора, в то же время сохраняя общую высоту достаточно низкой, чтобы он мог помещаться в ангары для обслуживания.

V -образное оперение не имеет отдельных вертикальных или горизонтальных стабилизаторов. Вместо этого они объединены в управляющие поверхности, известные как рули направления , которые управляют как тангажем, так и рысканием. Расположение выглядит как буква V и также известно как «хвост бабочки». Beechcraft Bonanza Model 35 использует эту конфигурацию, как и Lockheed F-117 Nighthawk .

Винглеты на конфигурации толкающего утка Rutan VariEze и Rutan Long-EZ , действующие как законцовка крыла и вертикальный стабилизатор. Несколько других производных этих и других подобных самолетов используют этот элемент дизайна.

Поворотный хвост

Необычная крестообразная конструкция используется на Lockheed Jetstar . Для продольной балансировки вся хвостовая часть поворачивается вверх и вниз на 10 градусов относительно точки крепления в нижней части заднего лонжерона киля. [30] [31]

Складывание для хранения

Верхняя часть вертикального киля на североамериканском самолете A-5 Vigilante складывается в сторону из-за ограничений по высоте ангарной палубы.

Использование в автомобилях

Устройства, похожие на вертикальные хвосты, использовались на таких автомобилях, как Jaguar D-type 1955 года или Lamborghini Veneno 2013 года . На гоночных автомобилях его основная цель — уменьшить внезапные рывки, вызванные рысканием на высокой скорости, которые могут привести к перевороту автомобиля из-за подъемной силы при экстремальных углах рыскания во время поворота или вращения. [ необходима цитата ] С 2011 года вертикальный стабилизатор стал обязательным для всех недавно омологированных прототипов Le Mans . [32]

Некоторые команды Формулы-1 использовали вертикальный стабилизатор как способ нарушить поток воздуха к заднему крылу, уменьшая сопротивление, наиболее радикальной системой была «F-duct», установленная в McLaren MP4-25 и Ferrari F10 2010 года . По требованию водителя эта система перенаправляла воздух из воздуховода в передней части автомобиля через туннель в вертикальном плавнике на заднее крыло, чтобы остановить его и уменьшить сопротивление на прямых участках, на которых прижимная сила не требовалась. [ требуется цитата ] Система была запрещена в сезоне Формулы-1 2011 года . [ требуется цитата ]

Смотрите также

Ссылки

  1. ^ abc Барнард, Р. Х.; Филпотт, Д. Р. (2010). Aircraft Flight (4-е изд.). Харлоу, Англия: Prentice Hall. ISBN 9780273730989.
  2. ^ Кумар, Бхарат (2005). Иллюстрированный словарь авиации . Нью-Йорк: McGraw Hill. стр. 272. ISBN 0-07-139606-3.
  3. ^ HHHurt Jr (1959) Аэродинамика для морских летчиков , стр. 285, Глава 4 - УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЕНИЕ, Путевая устойчивость
  4. ^ Дженкинсон, Ллойд Р.; Симпкин, Пол; Родс, Даррен (1999). Проектирование гражданских реактивных самолетов . Рестон, Вирджиния: Образовательная серия AIAA. ISBN 156347350X.
  5. ^ ab Raymer, Daniel P. (1999). Aircraft Design: A Conceptual Approach (3-е изд.). Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN 1563472813.
  6. ^ abcdefg Филлипс, Уоррен Ф. (2010). Механика полета (2-е изд.). Хобокен, Нью-Джерси: Wiley & Sons. ISBN 9780470539750.
  7. ^ Fin Design For Combat Aircraft Fundamentals Of Design - V, журнал Air International, январь 1980 г., стр. 22
  8. ^ Отчет NTSB об авиационном происшествии PB2001-910401,NTSB/AAR-01/01,DCA91MA023,стр.16,примечание11
  9. ^ Отчет NTSB об авиационном происшествии PB2001-910401,NTSB/AAR-01/01,DCA91MA023,стр.14
  10. ^ Использование руля направления на самолетах транспортной категории, Технический бюллетень по летной эксплуатации, Boeing Commercial Airplane Group, 13 мая 2002 г., стр. 1
  11. ^ Проектирование для воздушного боя, Рэй Уитфорд 1987, ISBN 0 7106 0426 2 , Рис.204 
  12. ^ Аэродинамика для военно-морских летчиков, HHHurt Jr., Пересмотрено в январе 1965 г., NAVWEPS 00-80T-80, Выпущено Управлением начальника авиационного учебного отдела военно-морских операций, стр. 287
  13. ^ Основы проектирования V-образного оперения для боевых самолетов, Б. Р. А. Бернс, журнал Air International, январь 1980 г., стр. 23
  14. ^ "NASA Flight Education website" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 27 февраля 2009 г.
  15. ^ Бьорн Ферм (1 марта 2019 г.). «Уголок Бьорна: Устойчивость к рысканию, часть 2». Leeham News .
  16. ^ Использование руля направления на самолетах транспортной категории, A310/A300-600 FCOM Bulletin, март 2002 г., стр. 2
  17. ↑ Национальный совет по безопасности на транспорте (26 октября 2004 г.). «Отрыв вертикального стабилизатора в полете самолета American Airlines, рейс 587 Airbus Industrie A300-605R, N14053, Belle Harbor, New York, 12 ноября 2001 г.» (PDF) . Архивировано (PDF) из оригинала 30 апреля 2017 г. . Получено 5 октября 2021 г. .
  18. ↑ Журнал Flight International, 13 мая 1965 г., стр. 734.
  19. ^ ab Молния из кабины, Питер Кейгилл 2004, ISBN 1 84415 082 8 , стр.98 
  20. ^ "Journal of Aircraft September-October 2008: Vol 45 Iss 5". Американский институт аэронавтики и астронавтики. 1 сентября 2008 г. – через интернет-архив.
  21. ^ https://www.researchgate.net/publication/268365818_Realistic_Simulations_of_Delta_Wing_Aerodynamics_Using_Novel_CFD_Methods, Рисунок 3 показывает разрушение вихря Hornet
  22. ^ AGARD CP 494, Аэродинамика вихревых потоков, ISBN 92 835 0623 5 , стр.12-2 
  23. ↑ Тинкер, Фрэнк А. «Кто вызовет невидимого КОТА?» Popular Mechanics (Hearst Magazines); август 1969 г., стр. 94–97.
  24. ^ Aircraft Design A Conceptual Approach, Дэниел П. Реймер 1992, ISBN 0 930403 51 7 , стр.437 
  25. ^ Конструкция киля для боевых самолетов, Основы конструкции V, BRA Burns, журнал Air International, январь 1980 г., стр. 22
  26. ^ Аэродинамическое и термодинамическое проектирование самолетов серии F-12 в ретроспективе, Бен Р. Рич, J, Самолеты, т. II, № 7, июль 1974 г., стр. 404
  27. ^ Гиперзвуковой. История североамериканского X-15, Дженкинс и Лэндис, ISBN 978 1 58007 131 4 , стр. 35 и 188 
  28. ^ "DTIC ADA284206: Летные испытания высокой боковой асимметрии на высокоусовершенствованных истребителях/штурмовиках". 23 июня 1994 г.
  29. ↑ Кон, подполковник Аллен Э. и подполковник Стивен М. Рейни . «Обновление программы летных испытаний F-22». 9 апреля 1999 г. Архивировано из оригинала.
  30. ^ JetStar II, журнал Flight International, 2 июля 1977 г., стр. 25, 27
  31. ^ "Aviation Week 1958-05-05". 5 мая 1958 г.
  32. ^ Erripis, Loannis K. (13 декабря 2010 г.). "Новый Audi R18 LMP1". Robotpig.net . Архивировано из оригинала 26 августа 2011 г. . Получено 30 марта 2011 г. .