Конструктивная проработка руля направления самолёта-истребителя Су-35, страница 2

Относительный размах руля направления l_рн , м, определяют пол формуле

                                                    (1.2)

где l_рн- размах руля направления, определяют по чертежу, м.

l_к- размах киля, м.

Углы отклонения руля направления на прорабатываемом самолёте заданы по максимальным значениям и соответствуют от -25 ¸ 30 - вверх до + 15¸25 град.- вниз

Относительную толщину профиля руля направления с_рн определяют по формуле

                                                                                         (1.3)

 где с_max – средняя толщина профиля, мм.

 b_рн – хорда руля направления, м, определяют по чертежу

Положение максимальной толщины профиля руля направления x_c определяют по формуле

                                                                                              (1.4)

где x_c –расстояние от носка руля направления до максимальной толщины профиля

На рисунке 1.4 показаны геометрические параметры руля направления

Рисунок 1.4 – Геометрические параметры руля направления

1.2 Аэродинамическая компенсация и балансировка руля направления

В полёте при отклонении рулевых поверхностей возникают шарнирные моменты, которые уравновешиваются усилиями лётчика на командных рычагах управления. Эти усилия зависят от размеров и угла отклонения РН, а так же от скоростного напора. Усилия управления получают слишком большими, поэтому приходится в конструкции РН предусматривать специальные средства для уменьшения шарнирных моментов и уравновешивающих их усилий управления. С этой целью используется аэродинамическая компенсация руля, суть которой заключается в том, что часть аэродинамических сил руля направления создают момент относительно оси вращения, противоположный основному шарнирному моменту. Наибольшее распространение получили следующие виды аэродинамической компенсации:

- Роговая; на конце руля направления часть его площади в виде «рога» располагается спереди от оси шарниров, что обеспечивает создание момента обратного знака по отношению к основному шарнирному (смотри рисунок 1.5)

Рисунок 1.5 – Роговая аэродинамическая компенсация

- Осевая; часть площади руля направления по всему размаху располагается спереди от оси шарниров (ось шарниров смещается назад), что уменьшает шарнирный момент (смотри рисунок 1.6)

Рисунок 1.6 – Осевая аэродинамическая компенсация

- Сервокомпенсация; в хвостовой части руля шарнирно подвешивается небольшая поверхность, которая тягой связывается с неподвижной тягой на киле. Эта тяга обеспечивает автоматическое отклонение сервокомпенсатора в сторону, противоположную отклонению руля. Аэродинамические силы на сервокомпенсаторе уменьшают шарнирный момент (рисунок 1.7)

Рисунок 1.7 – Сервокомпенсация

Углы отклонения и эффективность работы и такого компенсатора пропорциональны углам отклонения руля направления, что не всегда оправдывает себя, т.к. усилия управления зависят не только от углов отклонения руля направления, но и от скоростного напора. Более совершенным является пружинный сервокомпенсатор, у которого за счет включения в кинематику управления пружины с предварительной затяжкой углы отклонения пропорциональны усилиям управления руля направления, что наилучшим образом отвечает назначению сервокомпенсатора – уменьшать эти усилия.

Любой установившийся режим полёта самолёта, как правило, выполняется с отклоненными рулями, что обеспечивает уравновешивание (балансировку) самолёта относительно его центра масс. Возникающие при этом усилия на командных рычагах принято называть балансировочными. Чтобы зря не утомлять лётчика и избавить его от этих ненужных усилий на рулевой поверхности устанавливается триммер, позволяющий полностью снимать балансировочные усилия (рисунок 1.8)

Рисунок 1.8 – Триммер руля направления