Хвостовое оперение самолета. Фото

Состоит из горизонтального и вертикального оперения.

Энциклопедичный YouTube

1 / 5

✪ Запуски ракет с самолётов! Очень клёвая подборка!

✪ Самолеты БУДУЩЕГО

✪ Ту-144 - прикосновение к легенде (борт 77106, Монино)

✪ Самолет под мощный ТРД

✪ Самолеты в небе. Альбатрос-новичок. Первый полет и краш-тест | Хобби Остров.рф

Субтитры

Общие сведения

Основные требования к оперению:

• обеспечение высокой эффективности при минимальном лобовом сопротивлении и наименьшей массе конструкции;
• возможно меньшее затенение оперения другими частями самолёта - крылом , фюзеляжем , гондолами двигателей, а также одной части оперения другой;
• отсутствие вибраций и колебаний типа флаттера и бафтинга ;
• более позднее, чем на крыле, развитие волнового кризиса .

Горизонтальное оперение (ГО)

Обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности - стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. У самолётов с хвостовым расположением горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолёта - на фюзеляже или на верху киля (T-образная схема).

Рули и элероны

Ввиду полной идентичности конструкции и силовой работы рулей и элеронов в дальнейшем для краткости речь будет идти только о рулях, хотя все сказанное будет полностью применимо и к элеронам. Основным силовым элементом руля (и элерона, естественно), работающим на изгиб и воспринимающим практически всю перерезывающую силу, является лонжерон, который опирается на шарнирные опоры узлов подвески.

Основная нагрузка рулей - воздушная аэродинамическая, возникающая при балансировке, маневрировании самолёта или при полёте в неспокойном воздухе. Воспринимая эту нагрузку, лонжерон руля работает как неразрезная многоопорная балка. Особенность его работы заключается в том, что опоры руля закреплены на упругих конструкциях, деформации которых под нагрузкой существенно влияют на силовую работу лонжерона руля.

Восприятие крутящего момента руля обеспечивается замкнутым контуром обшивки, который в местах выреза под кронштейны крепления замыкается стенкой лонжерона. Максимальный крутящий момент действует в сечении кабанчика управления, к которому подходит тяга управления. Местом расположения кабанчика (тяги управления) по размаху руля можно существенно влиять на деформации руля при кручении.

Аэродинамическая компенсация рулей

В полёте при отклонении рулевых поверхностей возникают шарнирные моменты, которые уравновешиваются усилиями летчика на командных рычагах управления. Эти усилия зависят от размеров и угла отклонения руля, а также от скоростного напора. На современных самолётах усилия управления получаются слишком большими, поэтому приходится в конструкции рулей предусматривать специальные средства для уменьшения шарнирных моментов и уравновешивающих их усилий управления. С этой целью используется аэродинамическая компенсация рулей, суть которой заключается в том, что часть аэродинамических сил руля создают момент относительно оси вращения, противоположный основному шарнирному моменту.

Наибольшее распространение получили следующие виды аэродинамической компенсации:

• роговая - на конце руля часть его площади в виде «рога» располагается спереди от оси шарниров, что обеспечивает создание момента обратного знака по отношению к основному шарнирному;
• осевая - часть площади руля по всему размаху располагается спереди от оси шарниров (ось шарниров смещается назад), что уменьшает шарнирный момент;
• внутренняя - обычно используется на элеронах и представляет собой пластины, прикреплённые к носку элерона спереди, которые связаны гибкой перегородкой со стенками камеры внутри крыла. При отклонении элерона в камере создаётся разница давлений над и под пластинами, которая уменьшает шарнирный момент.
• сервокомпенсация - в хвостовой части руля шарнирно подвешивается небольшая поверхность, которая тягой связывается с неподвижной точкой на крыле или оперении. Эта тяга обеспечивает автоматическое отклонение сервокомпенсатора в сторону, противоположную отклонению руля. Аэродинамические силы на сервокомпенсаторе уменьшают шарнирный момент руля.

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

Средства аэродинамической балансировки самолёта

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 органах управления в кабине принято называть балансировочными. Чтобы зря не утомлять летчика и избавить его от этих ненужных усилий на каждой рулевой поверхности устанавливается триммер , позволяющий полностью снимать балансировочные усилия.

Триммер конструктивно полностью идентичен сервокомпенсатору и также шарнирно подвешивается в хвостовой части руля, но, в отличие от сервокомпенсатора, имеет дополнительное ручное или электромеханическое управление. Летчик, отклоняя триммер в сторону противоположную отклонению руля, добивается уравновешивания руля на заданном угле отклонения при нулевых усилиях на командном рычаге. В некоторых случаях используется комбинированная поверхность триммер-сервокомпенсатор, который при включении привода работает в качестве триммера, а при отключенном - выполняет функции сервокомпенсатора.

Следует добавить, что триммер может использоваться лишь в таких системах управления, в которых усилия на командных рычагах напрямую связаны с шарнирным моментом руля - системы механического безбустерного управления или системы с обратимыми бустерами. В системах с необратимыми бустерами - гидроусилителями - естественные усилия на огранах управления очень малы, и для имитации лётчику «механического управления» дополнительно создаются пружинными загрузочными механизмами и от шарнирного момента руля не зависят. В таком случае триммеры на рулях не ставятся, а балансировочные усилия снимаются специальными устройствами - механизмами эффекта триммирования, установленными в проводке управления.

Другим средством балансировки самолёта в установившемся режиме полёта может служить переставной стабилизатор. Обычно такой стабилизатор крепится шарнирно на задних узлах подвески, а передние узлы соединяются с силовым приводом, который, перемещая носовую часть стабилизатора вверх или вниз, изменяет углы его установки в полете. Подбирая нужный угол установки, летчик может уравновесить самолёт при нулевом шарнирном моменте на руле высоты. Этот же стабилизатор обеспечивает и требуемую эффективность продольного управления самолёта на взлете и посадке.

Средства устранения флаттера рулей и элеронов

Причиной возникновения изгибно-элеронного и изгибно-рулевого флаттера является их массовая несбалансированность относительно оси шарниров . Обычно центр масс рулевых поверхностей расположен позади оси вращения. В результате при изгибных колебаниях несущих поверхностей силы инерции, приложенные в центре масс рулей, за счёт деформаций и люфтов в проводке управления отклоняют рули на некоторый угол, что приводит к появлению дополнительных аэродинамических сил, увеличивающих изгибные деформации несущих поверхностей. С ростом скорости раскачивающие силы растут и при скорости, называемой критической скоростью флаттера, происходит разрушение конструкции.

Радикальным средством устранения данного вида флаттера является установка в носовой части рулей и элеронов балансировочных грузов с целью перемещения их центра масс вперед.

100-процентная весовая балансировка рулей, при которой центр масс располагается на оси вращения руля, обеспечивает полное устранение причины возникновения и развития флаттера.

Выбор и расчёт

На органы оперения в полёте действуют распределённые аэродинамические силы , величина и закон распределения которых задаются нормами прочности или определяются продувками . Массовыми инерционными силами оперения ввиду их малости обычно пренебрегают. Рассматривая работу элементов оперения при восприятии внешних нагрузок, по аналогии с крылом следует различать общую силовую работу агрегатов оперения как балок, в сечениях которых действуют перерезывающие силы, изгибающие и крутящие моменты, и работу местную от воздушной нагрузки, приходящейся на каждый участок обшивки с подкрепляющими её элементами.

Различные агрегаты оперения отличаются друг от друга назначением и способами закрепления, что вносит свои особенности в силовую работу и влияет на выбор их конструктивно-силовых схем. Требуемая эффективность оперения обеспечивается правильным выбором форм и расположения его поверхностей, а также численных значений параметров этих поверхностей. Чтобы избежать затенения органы оперения не должны попадать в спутную струю крыла, гондол и других агрегатов самолёта. Не меньшее влияние на эффективность оперения оказывает и применение компьютерных пилотажных систем. Например до появления достаточно совершенных самолётных

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

Обеспечение продольной балансировки, устойчивости и управляемости самолета обычной схемы осуществляется горизонтальным оперением; путевая балансировка, устойчивость и управляемость - вертикальным; балансировка и управление самолета относительно продольной оси производятся при помощи элеронов или рулей крена, представляющих собой некоторую долю хвостовой части крыла. Оперение обычно состоит из неподвижных поверхностей, которые служат для обеспечения равновесия (балансировки) и устойчивости, и подвижных поверхностей, при отклонении которых создаются аэродинамические моменты, обеспечивающие равновесие (балансировку) и управление 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 (рис. 57).

На рис. 57 показан принцип действия оперения при отклонении руля. Оперение (в рассматриваемом случае горизонтальное) обтекается воздушным потоком под некоторым углом атаки α г.о, не равным нулю.

Поэтому на оперении возникает аэродинамическая сила R г.о, которая благодаря большому плечу относительно центра тяжести самолета создает момент, уравновешивающий суммарный момент от крыла, тяги двигателей, фюзеляжа. Таким образом, момент оперения балансирует самолет. Отклонением руля в ту или другую сторону можно изменить не только величину, 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 R p , обычно называют шарнирным моментом и обозначают M ш = R p a.

Величина шарнирного момента 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, потребных для отклонения руля, достигается применением аэродинамической компенсации, которая будет рассмотрена ниже.

Эффективность рулей можно оценить по изменению величин продольного момента, моментов крена и рыскания при отклонении на один градус соответствующего руля. При малых скоростях полета эффективность рулей мало зависит от скорости полета (числа М). Однако 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, которая снижает общий прирост подъемной силы профиля от отклонения руля (см. рис. 57).

Степень упругой закрутки профиля при отклонении руля зависит от величины 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 явления реверса управления.

Уменьшение эффективности рулей при их обтекании сверхзвуковыми скоростями вызвано 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 степени управляемости необходимо большее отклонение руля или увеличение площади отклоняемой поверхности. С этой целью на сверхзвуковых самолетах устанавливается подвижной управляемый стабилизатор, который не имеет руля высоты. То же самое относится к вертикальному оперению. На сверхзвуковых самолетах возможно применение поворотного киля без руля поворота.

Изменение направления полета достигается путем поворота 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, а также в большом диапазоне центровок.

Элероны (рули крена) располагаются на концевой части крыла (рис. 58). Принцип действия элеронов заключается в перераспределении аэродинамической нагрузки по размаху крыла. Если, например, левый элерон отклоняется вниз, а правый вверх, то подъемная сила левой половины крыла возрастет, а правой уменьшится. В результате появляется момент, накреняющий самолет. Обеспечить достаточную эффективность рулей крена у сверхзвуковых самолетов трудно. Малые толщины крыла и особенно его концевых участков приводят к тому, что при отклонении элеронов крыло закручивается в сторону, противоположную отклонению элеронов. Это резко снижает их эффективность. Увеличение жесткости концевых участков крыла приводит к увеличению веса конструкции, что нежелательно.

В последнее время появились самолеты с так называемыми внутренними элеронами (рис. 58, б). Если обычные (рис. 58, а) элероны устанавливаются вдоль концевой части крыла, то внутренние элероны располагаются ближе к фюзеляжу. При одинаковой площади элеронов за счет уменьшения плеча относительно продольной оси самолета эффективность внутренних элеронов при полете на малых скоростях снижается. Однако на большой скорости полета внутренние элероны оказываются более эффективными. Возможна одновременная установка внешних и внутренних элеронов. В этом случае при полете на малых скоростях используются внешние элероны, а на больших скоростях - внутренние. Внутренние элероны при взлете и посадке могут использоваться как закрылки.

Элероны, занимая сравнительно большую долю размаха крыла, создают трудности размещения механизации крыла по всему размаху, вследствие чего эффективность последней снижается. Стремление повысить эффективность средств механизации привело к созданию интерцепторов. Интерцептор представляет собой небольшую плоскую или слегка искривленную пластину, расположенную вдоль размаха крыла, которая в полете скрыта в крыле. При пользовании интерцептор выдвигается вверх из левой или правой половины крыла, приблизительно по нормали к поверхности крыла, и, вызывая срыв воздушного потока, приводит к изменению подъемной силы и крену самолета. Обычно интерцептор работает совместно с элероном и выдвигается на той части крыла, на которой элерон отклоняется вверх.

Таким образом, действие интерцептора суммируется с действием элерона. Применение интерцепторов позволяет уменьшить длину элерона и за счет этого увеличить размах закрылков, следовательно, повысить эффективность механизации крыла.

На некоторых самолетах интерцепторы используются как тормозные щитки и в этом случае одновременно отклоняются вверх на обеих частях крыла только после приземления самолета 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 крыла и хвостового оперения.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

Оперение самолёта У этого термина существуют и другие значения, см. Оперение (значения). Оперение (оперение летательного аппарата … Википедия

ПГО - Переднее горизонтальное оперение Полтавская гравиметрическая обсерватория полярная геофизическая обсерватория Приамурское географическое общество производственное геологическое объединение … Словарь сокращений русского языка

Тип палубный истребитель … Википедия

Марка самолётов, созданных в ОКБ, организованном А. Н. Туполевым, см. Авиационный научно технический комплекс имени А. Н. Туполева. Самолётам, проектировавшимся в 1922 37, присваивалось наименование «АНТ» (Андрей Николаевич Туполев), а с 1942 они … Энциклопедия техники

Су 27 … Википедия

У этого термина существуют и другие значения, см. С 37 (значения). Су 47 «Беркут» … Википедия

Су 47 «Беркут» Тип истребитель Разработчик ОКБ Сухого Первый полёт 24 сентября 1997 года Единиц произведено 1 … Википедия

У этого термина существуют и другие значения, см. Крыло. В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удален … Википедия

МПЛАТРК проекта 093 «Шань» … Википедия

Планер LET L 13 … Википедия

Книги

• Российский истребитель "СУ-30 СМ" 1/72 (7314) , . Су-30 СМ - двухместный многоцелевой тяжёлый истребитель, разработанный в ОКБ Сухого. Первый полёт истребитель совершил в 2012 году. Су-30 СМ предназначен как для завоевания господства в…

Конструкции,

Горизонтальное оперение (ГО)

Обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности - стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. У самолетов с хвостовым расположением горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолета - на фюзеляже или на верху киля (T-образноя схема).

Рули и элероны

Ввиду полной идентичности конструкции и силовой работы рулей и элеронов в дальнейшем для краткости речь будет идти только о рулях, хотя все сказанное будет полностью применимо и к элеронам. Основным силовым элементом руля (и элерона, естественно), работающим на изгиб и воспринимающим практически всю перерезывающую силу, является лонжерон, который опирается на шарнирные опоры узлов подвески.

Основная нагрузка рулей - воздушная аэродинамическая, возникающая при балансировке, маневрировании самолета или при полете в неспокойном воздухе. Воспринимая эту нагрузку, лонжерон руля работает как неразрезная многоопорная балка. Особенность его работы заключается в том, что опоры руля закреплены на упругих конструкциях, деформации которых под нагрузкой существенно влияют на силовую работу лонжерона руля.

Восприятие крутящего момента руля обеспечивается замкнутым контуром обшивки, который в местах выреза под кронштейны крепления замыкается стенкой лонжерона. Максимальный крутящий момент действует в сечении кабанчика управления, к которому подходит тяга управления. Местом расположения кабанчика (тяги управления) по размаху руля можно существенно влиять на деформации руля при кручении.

Аэродинамическая компенсация рулей

В полете при отклонении рулевых поверхностей возникают шарнирные моменты, которые уравновешиваются усилиями летчика на командных рычагах управления. Эти усилия зависят от размеров и угла отклонения руля, а также от скоростного напора. На современных самолетах усилия управления получаются слишком большими, поэтому приходится в конструкции рулей предусматривать специальные средства для уменьшения шарнирных моментов и уравновешивающих их усилий управления. С этой целью используется аэродинамическая компенсация рулей, суть которой заключается в том, что часть аэродинамических сил руля создают момент относительно оси вращения, противоположный основному шарнирному моменту.

Наибольшее распространение получили следующие виды аэродинамической компенсации:

• роговая - на конце руля часть его площади в виде «рога» располагается спереди от оси шарниров, что обеспечивает создание момента обратного знака по отношению к основному шарнирному;
• осевая - часть площади руля по всему размаху располагается спереди от оси шарниров (ось шарниров смещается назад), что уменьшает шарнирный момент;
• внутренняя - обычно используется на элеронах и представляет собой пластины, прикрепленные к носку элерона спереди, которые связаны гибкой перегородкой со стенками камеры внутри крыла. При отклонении элерона в камере создается разница давлений над и под пластинами, которая уменьшает шарнирный момент.
• сервокомпенсация - в хвостовой части руля шарнирно подвешивается небольшая поверхность, которая тягой связывается с неподвижной точкой на крыле или оперении. Эта тяга обеспечивает автоматическое отклонение сервокомпенсатора в сторону, противоположную отклонению руля. Аэродинамические силы на сервокомпенсаторе уменьшают шарнирный момент руля.

Углы отклонения и эффективность работы такого компенсатора пропорциональны углам отклонения руля, что не всегда оправдывает себя, т.к. усилия управления зависят не только от углов отклонения руля, 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, что наилучшим образом отвечает назначению сервокомпенсатора - уменьшать эти усилия.

Средства аэродинамической балансировки самолета

Любой установившийся режим полета самолета, как правило, выполняется с отклоненными рулями, что обеспечивает уравновешивание - балансировку - самолета относительно его центра масс. Возникающие при этом усилия на органах управления в кабине принято называть балансировочными. Чтобы зря не утомлять летчика и избавить его от этих ненужных усилий на каждой рулевой поверхности устанавливается триммер , позволяющий полностью снимать балансировочные усилия.

Триммер конструктивно полностью идентичен сервокомпенсатору и также шарнирно подвешивается в хвостовой части руля, но, в отличие от сервокомпенсатора, имеет дополнительное ручное или электромеханическое управление. Летчик, отклоняя триммер в сторону противоположную отклонению руля, добивается уравновешивания руля на заданном угле отклонения при нулевых усилиях на командном рычаге. В некоторых случаях используется комбинированная поверхность триммер-сервокомпенсатор, который при включении привода работает в качестве триммера, а при отключенном - выполняет функции сервокомпенсатора.

Следует добавить, что триммер может использоваться лишь в таких системах управления, в которых усилия на командных рычагах напрямую связаны с шарнирным моментом руля - системы механического безбустерного управления или системы с обратимыми бустерами. В системах с необратимыми бустерами - гидроусилителями - естественные усилия на огранах управления очень малы, и для имитации лётчику «механического управления» дополнительно создаются пружинными загрузочными механизмами и от шарнирного момента руля не зависят. В таком случае триммеры на рулях не ставятся, а балансировочные усилия снимаются специальными устройствами - механизмами эффекта триммирования, установленными в проводке управления.

Другим средством балансировки самолета в установившемся режиме полета может служить переставной стабилизатор. Обычно такой стабилизатор крепится шарнирно на задних узлах подвески, а передние узлы соединяются с силовым приводом, который, перемещая носовую часть стабилизатора вверх или вниз, изменяет углы его установки в полете. Подбирая нужный угол установки, летчик может уравновесить самолет при нулевом шарнирном моменте на руле высоты. Этот же стабилизатор обеспечивает и требуемую эффективность продольного управления самолета на взлете и посадке.

Средства устранения флаттера рулей и элеронов

Причиной возникновения изгибно-элеронного и изгибно-рулевого флаттера является их массовая несбалансированность относительно оси шарниров . Обычно центр масс рулевых поверхностей расположен позади оси вращения. В результате при изгибных колебаниях несущих поверхностей силы инерции, приложенные в центре масс рулей, за счет деформаций и

Хотя требования ТЗ и НЛГС определяют основные цели разработки проекта, конструктор должен выработать свою концепцию, выделающую главное в проекте и куазывающую на пути его реализации

В основу классификации аэродинамических схем самолетов положено взаимное расположение несущих, стабилизирующих и управляющих аэродинамических поверхностей.

Среди легких самолетов классическая схема самолета с хвостовым оперением получила наибольшее распространение. Она в наибольшей степени удовлетворяет комплексу требований, предьявляемых к легким самолетам по устойчивости, управляемости, безопасности и другим летно-техническим характеристикам.

Основные ее достоинства:

• благодаря развитой хвостовой части без затруднений обеспечивается необходимая продольная и путевая устойчивость
• сохраняется безотрывное обтекание горизонтального оперения в некоторой области закритических углов атаки крыла обеспечивая достаточную эффективность продольного управления на больших углах атаки.

Расположение крыла по отношению к фюзеляжу в вертикальной плоскости рекомендуется рассматривать в первую очередь.

Как правило, на легких самолетах, применяют схемы с низким (Рис 1а) или высоким (Рис 1б) расположением крыла.

Рис 1 Схемы расположения крыла
а - низкоплан, б - высокоплан

Рекомендуется расположение крыла по отношению к фюзеляжу определять главным образом эксплуатационными требованиями. Вопросы аэродинамики и веса конструкции становятся важными при выборе высоко- или низкорасположенного крыла только после того, как учтены вопросы технического обслуживания и максмальной эксплуатационной гибкости самолета.

Различия в характеристиках высокоплана и низкоплана имеют место при взлете и посадке из за экранного эффекта вследствие близости земли. Этот эффект уменьшается с увеличением высоты крыла над ВПП. Экранный эффект земли прежде всего выражается в уменьшении индуктивного сопротивления, что может привести к уменьшению взлетной и увеличению посадочной дистанции.

Кроме того, из за экранного эффекта земли происходит уменьшение скоса потока в области горизонтального оперения, ведущего к появлению момента на пикирование. Это явление потребует боьшего отклонения руля высоты для отрыва носового колеса при взлете или при выравнивании самолета на посадке и может стать определяющим фактором при выборе площади руля высоты. Экранный эффект земли может вызвать и противоположный эффект, заставляя самолет "приземлиться самостоятельно". Это означает, что после выполнения нормального захода на посадку потребуется незначительное или вообще не потребуется отклонение руля высоты для выравнивания самолета. Такое явление можно наблюдать в случае, когда низкорасположенное крыло вследствие близости земли дает заметное приращение подьемной силы, а указанный выше момент горизонтального оперения на пикирование будет компенсироваться моментом на кабрирование в результате прироста подьемной силы крыла. Такое поведение самолета считается благоприятным, однако достичь этого целенаправленным начальным выбором схемы практически невозможно.

Различия между высокопланом и низкопланом в минимальном сопротивлении могут быть уменьшены соответствующим выбором зализов и обтекателей. Считается, что с точки зрения максимального аэродинамического качества высокоплан выгоднее низкоплана.

Низкорасположенное крыло может выполнять роль энергоемкой массы при вынужденной посадке самолета, хотя имеется опасность пожара при контакте с поверхностью земли, поскольку в крыле обычно находятся топливные отсеки и баки, повреждение которых при посадке более вероятно. При не слишком сильном ударе о землю вероятность повреждения и возникновения пожара у высокопланов меньше. При вынужденной посадке высокоплана на воду фюзеляж будет погружен, в этом случае необходимо предусматривать аварийный выход из кабины через верхний люк.

Дополнительные нагрузки на фюзеляж высокоплана со стороны крыла при аварийной посадке как правило приводят к дополнительным затратам веса конструкции фюзеляжа для их восприятия (по сравнению с низкопланом).

Из за аэродинамического влияния крыла на вертикальное оперение при высоком расположении крыла площадь вертикального оперения должна быть больше, чем у низкоплана.

Уборка основных стоек шасси высокоплана представляет отдельную проблему для конструктора. При расположении двигателей на крыле, основные стойки шасси можно крепить к крылу и убирать в мотогондолы (Рис 2а) или хвостовые балки (при двухбалочной схеме). Однако стойки при этом имеют значительную высоту и вес.

Рис 2 Варианты компоновки шасси высокоплана:
а - шасси, убирающееся в гондолу двигателя
б - неубирающееся шасси
в - шасси, убирающееся в гондолу на фюзеляже

Другим возможным вариантом является размещение стоек на фюзеляже (Рис 2б). Этот вариант требует усиления конструкции фюзеляжа для восприятия нагрузок при посадке и сопровождается дополнительным увеличением веса. В случае уборки стоек и колес шасси в фюзеляж это увеличение веса фюзеляжа повышается из за компенсации соответсвующего выреза. В случае уборки колес и стоек шасси в обтекатели на фюзеляже (Рис 2в) появляется дополнительный вес этих обтекателей. Частично увеличение веса из за уборки шасси в фюзеляж (обтекатели) низкоплана компенсируется более короткими стойками по сравнению с шасси для высокоплана. Кроме того, при размещении шасси на фюзеляже трудно получить широкую колею основных стоек шасси.

На практике вариант размещения основных стоек шасси на фюзеляже высокоплана как правило применяется в случае неубирающегося шасси (Рис 2б).

Перечисленные выше особенности размещения шасси на самолете говорят в пользу схемы низкоплана.

У низкопланов шасси могут убираться в гондолы двигателей (Рис 3а), в отсек фюзеляжа или в отсек между лонжеронами крыла (Рис 3б). Поскольку обшивка крыла легкого самолета является неработающей или слабонагруженной, то компенсация соответствующего выреза в таком крыле будет сопровождаться минимальными затратами веса.

Рис 3 Схемы уборки шасси для низкоплана

Монопланы с подкосным крылом в настоящее время проектируются по схеме высокоплана. Подкосы, прикрепленные к нижней поверхности крыла,создают меньше возмущений и меньше по весу по сравнению с другими вариантами, так как расчетными для них являются растягивающие нагрузки.

Схемы оперения

Конструкция хвостового оперения существенно зависит от общей схемы самолета. Из за особенностей размещения, эффективность оперения находится под влиянием крыла и воздушного винта. Установка оперения на фюзеляже или хвостовых балках определяет и конструктивную схему фюзеляжа (балок) в этом месте.

Примеры схем хвостового оперения, заимствованные из практики приведены на рис 4. Возможны и другие варианты хвостового оперения, которые здесь не рассматриваются (например схема V-образного оперения).

Рис 4 Основные схемы оперения

Наиболее распространенной является схема с одним килем и стабилизатором, установленным на фюзеляже или киле - (Рис 4 а, б, в). Она обеспечивает конструктивную простоту и жесткость, хотя в случае Т-образного хвостового оперения (Рис 4в) необходимо принимать меры, предотвращающие его флаттер.

Схема Т-образного оперения обладает и рядом приемуществ. Расположение горизонтального оперения в верхней части киля создает для последнего эффект концевой шайбы, что может способствовать уменьшению потребной площади вертикального оперения. С другой стороны высокорасположенное горизонтальное оперение находится в зоне небольшого скоса потока от крыла при средних (полетных) углах атаки, что позволяет уменьшить потребную площадь горизонтального оперения. Таким образом площадь Т-образного оперения может быть меньше площади оперения с низким расположением горизонтального оперения.

Необходимая площадь вертикального оперения в значительной мере определяется длиной и площадью боковой проекции части фюзеляжа, находящейся впереди центра тяжести самолета. Чем длиннее носовая част фюзеляжа, (и больше площадь ее боковой проекции) тем при прочих равных условиях больше площадь вертикального оперения, необходимая для устранения дестабилизирующего момента этой части фюзеляжа.

Если двигатели расположены на крыле, то полет с одним отказавшим двигателем является условием для выбора размеров киля и руля направления многодвигательного самолета.

Значительная высота вертикального оперения (в случае его потребной площади) может привести к появлению моментов по крену при отклонении руля направления в результате большого плеча между центром давления вертикального оперения и продольной осью самолета. Если такая опасность существует, заслуживает внимания разнесенная двухкилевая схема хвостового оперения, уменьшающая этот эффект (Рис 4д). Для двухбалочной (Рис 4г) или рамной схемы самолета выбор такого оперения очевиден. Поскольку расположение килей на концах горизонтального оперения создает эффект концевых шайб, то площадь горизонтального оперения может быть уменьшена.

Схема расположения двигателей

Легкие самолеты с поршневыми двигателями как правило бывают двух схем: один тянущий двигатель, установленный в носовой части фюзеляжа, или два тянущих двигателя, установленных на крыле.

Расположение двигателя перед крылом является наиболее приемлемой схемой с аэродинамической и конструктивной точек зрения. Поток от винтов работающих двигателей оказывает благаприятный эффект на срывные характеристики крыла и повышает подьемную силу, особенно при выпущенных закрылках, создавая своеобразную встроенную защиту от сваливания самолета. С другой стороны при отказе двигателя до перевода винта в режим флюгирования, он создает значительное сопротивление при авторотации, нарушая обтекание крыла. Моменты по крену и рысканию, создаваемые при отказе двигателя, представляют серьезную проблему управления, особенно на взлете. Кроме того, изменение мощности двигателя в полете будет влиять на скос потока за крылом и изменять балансирущий момент от хвостового оперения.

По сравнению назкопланом, высокорасположенное крыло в общем случае создает больше возможностей в отношении расположения в вертикальной плоскости двигателей относительно профиля крыла, так как в этом случае легче обеспечить необходимый зазор между винтом и землей.

На самолетах с низким расположением крыла конструкторы часто вынуждены использовать сравнительно высокое положение двигателей на верхней поверхности крыла для обеспечения необходимого зазора между винтом и землей. Это может привести к неблагаприятной интерференции между гондолой и крылом, приводящей к преждевременному срыву потока и появлению дополнительного индуктивного сопротивления.

В отношении одномоторных легких самолетов можн установить следующее:

• Наиболее распространенной схемой является схема с низким расположением крыла. Высокорасположенное крыло как правило делается с внешним подкосом.
• Двигатель располагается в носовой части фюзеляжа
• Наиболее распространенной схемой хвостового оперения является схема с низким расположением горизонтального оперения на фюзеляже или в корневой части вертикального оперения. При Т-образном оперении или П-образной схемах хвостового оперения возникают проблемы, на которые необходимо обратить внимание перед окончательным выбором этих схем оперения:
  • высокорасположенное горизонтальное оперение затрудняет его осмотр без стремянки
  • расположение горизонтального оперения вне струи винта уменьшает эффективность горизонтального оперения на взлете.
• При низком расположении горизонтального оперения для улучшения штопорных характеристик часто применяют разнесение горизонтального и вертикального оперения по строительной горизонтали (горизонтальное оперение располагается около задней кромки или позади вертикального). Однако это не означает, что при других схемах низкого расположения горизонтального оперения нельзя обеспечить вывод самолета из штопора.
• В большинстве случаев вертикальное оперение расположено на фюзеляже и не имеет подфюзеляжных частей (гребней)
• Как правило шасси самолета имеет трехопорную схему с носовой опорой.

Для двухмоторных самолетов можно установить следующее:

• Как правило оба двигателя располагаются на крыле.
• Схема низкоплан применяется чаще, чем высокоплан Среди высокопланов подкосные крылья не являются доминирующими.
• В большинстве схем применяется низкорасположенное горизонтальное оперение. При этом расположение горизонтального оперения и двигателей обеспечивает обдувку оперения струями воздушных винтов. Однако следует учитывать, что струя винта мощного двигателя может создать проблему усталости конструкции оперения.
• Другая концепция расположения горизонтального оперения относительно струй винтов состоит в таком расположении оперения, при котором работа двигателей не будет влиять на работу горизонтального оперения. Эта концепция реализуется в виде Т-образной схемы оперения, а при низком расположении горизонтального оперения - приданием ему поперечного "V".
• Схема вертикального оперения как правило однокилевая. Для повышения эффективности вертикального оперения на больших углах скольжения применяется форкиль.
• Двухкилевое оперение используется редко. Отличительной чертой схем самолетов с двухкилевым вертикальным оперением является малая площадь боковой проекции хвостовой части фюзеляжа, что уменьшает путевую устойчивость самолета.
• Как правило шасси выполнено по трехопорной схеме с носовой опорой
• В большинстве случаев шасси самолета делается неубирающимся. Неубирающееся шасси как правило применяется у высокопланов
• Двигатели в гондолах вынесены таким образом, чтобы плоскости вращения воздущных винтов были впереди кабины экипажа