32. Выбор и обоснование геометрических параметров, определение геометрических размеров и нагрузок во

Вертикальное оперение нагружается аналогично ГО. Расчетная уравновешивающая нагрузка ВО при односторонней остановке двигателей (при выполнении обычных маневров в горизонтальной плоскости такие нагрузки невелики) определяется по формуле (2.26) где Р — тяга двигателя, для поршневого двигателя реактивного

Р асчетная маневренная нагрузка ВО, являющаяся основной и максимальной, имеет место при мгновенном отклонении летчиком руля направления и определяется по приближенной зависимости:

Нагрузку от воздействия неспокойного воздуха вычисляют по приближенной формуле: (2.28) Нагрузка между килем и рулем направления распределяется пропорционально их площадям:

Погонные аэродинамические нагрузки по размаху руля направления распределяются пропорционально хордам: Выбор и обоснование геометрических параметров определяется площадью , плечом и аэродинамическими характеристиками важнейшими из которых является производная боковой силы на вертикальном оперении по углу скольжения , которая зависит от формы оперения, его удлинения , стреловидности , сужения , формы и относительной толщины профиля , площади и хорды расположен­ных на оперении рулей и .

Таким образом, задачей проектирования вертикального оперения са­молета является выбор оптимальных значений перечисленных выше параметров.

Необходимую площадь вертикального оперения определяются приближенно по формулам:

где –коэффициент статического момента площади вертикального оперения; –плечо киля;l – размах крыла; –площадь крыла.

Также при выборе угла стреловидности оперения удлинения и относительной толщины профиля ВО необходимо обеспечить при около­звуковых скоростях Мкрит.во>Мкрит.кр. Поэтому для ВО, как правило, выбирают симметричные профили с относитель­ной толщиной несколько меньшей, чем принятая для профилей крыла, небольшое удлинение и больший угол стреловидности.

33. Выбор и обоснование конструктивно-силовой схемы киля.

Конструктивно-силовые схемы киля и стабилизатора выбира­ются как из условия компоновки самого оперения, так и из усло­вия его увязки с компоновкой фюзеляжа. Выгодно, чтобы конструкция киля и стабилизатора была аналогична кон­струкции крыла.

Изгибающий момент, действующий на киль, передается на фюзеляж, вызывая в нем кручение и изгиб. Наличие дополнительных нижних килей несколько уменьшает суммарный крутящий момент, действующий на фюзеляж.

На большинстве даже нескоростиых самолетов киль выпол­няется стреловидной формы, что объясняется стремлением увели­чить расстояние между его центром давления и центром масс самолета (L_B). Это несколько увеличивает массу киля, но сни­жает массу фюзеляжа благодаря уменьшению действующего на него крутящего момента. Некоторые конструктивно-силовые схемы киля представлены па рис. 9.2. Киль может быть как лонжеронной, так и кессонной конструкции; в послед­нем случае осложняется его увязка с фюзеляжем. На рис. 9.2, а и б показаны кили лонжеронных схем, на рис. 9.2, в — лонжеронной схемы с внутренним подкосом. Конструктивно схема 9.2, а представляет двухлонжеронную конструкцию (иногда вместо переднего лонжерона может быть установлена стенка, но это хуже из условия живучести). Нервюры киля расположены перпендикулярно стенке переднего или заднего лонжеронов, и имеют открытую малку поясов. В зоне под­вески руля направления установлены усиленные нервюры, так же как и по борту фюзеляжа В представ­ленной на рис. 9.2, а конструктивно-силовой схеме при расчете бортовой нервюры необходимо учитывать дополнительную на­грузку, вызываемую моментом М₂, возникающим из-за стреловидности киля в зоне крепления его лонжеронов к шпангоутам, которые способны воспринимать только момент M₁ действующий в их плоскости. Момент М₂ совместно с крутящим моментом, действующим на киль, должна воспринять бортовая нервюра и передать в виде поперечных сил на узлы стыка лонжеронов, работая при этом на срез и изгиб.

В схеме, приведенной на рис. 9.2, б, киль однолонжеронной конструкции стыкуется с косым шпангоутом, расположенным в плоскости лонжерона киля. В этой конструкции бортовая нер­вюра передает на стыковые узлы только крутящий момент. Из­гибающий момент полностью воспринимает шпангоут и в виде поперечных и осевых, сил передает на обшивку фюзеляжа. На рис. 9.2, в приведена схема киля с внутренним подкосом, расположенным перпендикулярно к оси фюзеляжа и передающим на силовой шпангоут фюзеляжа весь изгибающий момент от киля. В этой схеме подкос является дополнительной опорой для перед­него лонжерона, поэтому изгибающий момент по переднему лон­жерону в зоне его стыка с фюзеляжем становится равным нулю, а в зоне подходя подкоса имеет максимум. Поэтому наибольшее сечение поясов лонжерона должно быть в точке его крепления к подкосу, после чего пояса лонжеронов можно постепенно уменьшать, оставляя только слабые полки для крепления к обшивке. Стык киля с фюзеляжем в передней точке осуществляется через проушину, передающую только силу. При креплении зад­него лонжерона в месте его стыка с подкосом можно использовать шарнирное соединение. Тогда задний лонжерон превращается в стенку и передает к месту стыка только силу. Если задний лон­жерон способен передать изгибающий момент, то в зоне стыка возникает дополнительная составляющая момента M₂ (рис. 9.2, а), которую должна воспринять бортовая нервюра.

Тяжелые самолеты в отдельных случаях имеют трехлонжеронный киль с большой хордой. При большой хорде носка киля бы­вает целесообразно устанавливать в передней части дополнитель­ную стенку (рис. 9.2, г). К этой стенке носок крепится на анкерных гайках и в нем монтируется система противообледенения.