항공기의 꼬리입니다. 사진

수평 및 수직 꼬리로 구성됩니다.

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자막

일반 정보

깃털의 기본 요구 사항:

• 최소한의 항력과 최소한의 구조 무게로 높은 효율성을 보장합니다.
• 항공기의 다른 부분(날개, 동체, 엔진 나셀 및 다른 미부 일부)에 의한 미부 음영이 덜 가능합니다.
• 플러터(flutter) 및 버피팅(buttering)과 같은 진동 및 진동의 부재;
• 날개보다 늦게 파동 위기가 발생합니다.

수평 꼬리(HO)

종방향 안정성, 제어성 및 균형을 제공합니다. 수평 꼬리는 고정된 표면, 즉 안정 장치와 이에 연결된 엘리베이터로 구성됩니다. 꼬리 장착 항공기의 경우 수평 미부는 항공기 후방, 즉 동체 또는 핀 상단(T자형)에 설치됩니다.

방향타 및 에일러론

방향타와 에일러론의 설계 및 동력 작동의 완전한 동일성으로 인해 앞으로는 간결함을 위해 방향타에 대해서만 설명하겠습니다. 언급된 모든 내용은 에일러론에 완전히 적용됩니다. 거의 모든 전단력을 구부리고 흡수하는 스티어링 휠(물론 에일러론 포함)의 주 동력 요소는 서스펜션 장치의 힌지 지지대에 있는 스파입니다.

방향타의 주요 하중은 균형을 잡거나 항공기를 조종하거나 거친 공기에서 비행할 때 발생하는 공기역학적입니다. 이 하중을 받으면 스티어링 스파는 연속적인 다중 지지 빔 역할을 합니다. 작동의 특징은 방향타 지지대가 탄성 구조에 고정되어 있으며 하중이 가해지면 변형이 방향타 스파의 힘 작용에 큰 영향을 미친다는 것입니다.

조향 토크에 대한 인식은 장착 브래킷의 컷아웃 영역에 있는 스파 벽에 의해 닫혀 있는 닫힌 피부 윤곽에 의해 보장됩니다. 최대 토크는 제어봉이 맞는 제어 혼 부분에 작용합니다. 스티어링 휠의 범위에 따른 호그(제어봉)의 위치는 비틀림 중 스티어링 휠의 변형에 상당한 영향을 미칠 수 있습니다.

방향타의 공기역학적 보상

비행 중에 제어 표면이 편향되면 명령 제어 레버에 대한 조종사의 노력에 의해 균형을 이루는 힌지 모멘트가 발생합니다. 이러한 힘은 스티어링 휠의 크기와 편향 각도, 속도 압력에 따라 달라집니다. 현대 항공기에서는 제어력이 너무 크기 때문에 힌지 모멘트와 균형을 맞추는 제어력을 줄이기 위해 방향타 설계에 특별한 수단을 제공해야 합니다. 이를 위해 스티어링 휠의 공기 역학적 보상이 사용되며, 그 핵심은 스티어링 휠의 공기 역학적 힘의 일부가 메인 힌지 모멘트와 반대되는 회전축을 기준으로 모멘트를 생성한다는 것입니다.

가장 일반적인 유형의 공기 역학적 보상은 다음과 같습니다.

• 경적 - 스티어링 휠 끝 부분에서 "경적" 형태의 영역 일부가 힌지 축 앞에 위치하여 메인 경첩과 관련하여 반대 기호의 순간을 생성합니다.
• 축 - 전체 범위를 따라 스티어링 휠 영역의 일부가 힌지 축 앞에 위치하여(힌지 축이 뒤로 이동) 힌지 모멘트가 감소합니다.
• 내부 - 일반적으로 에일러론에 사용되며 전면의 에일러론 노즈에 부착된 플레이트로 구성되며 날개 내부의 챔버 벽에 유연한 칸막이로 연결됩니다. 에일러론이 편향되면 플레이트 위와 아래의 챔버에 압력 차이가 발생하여 힌지 모멘트가 감소합니다.
• 서보 보상 - 방향타의 꼬리 부분에 작은 표면이 힌지로 연결되어 있으며 막대로 날개나 꼬리의 고정 지점에 연결됩니다. 이 막대는 조향 편향 반대 방향으로 서보 보상기의 자동 편향을 보장합니다. 서보 보상기에 가해지는 공기역학적 힘은 조향 조인트 모멘트를 감소시킵니다.

이러한 보상기의 편향 각도와 작동 효율은 스티어링 휠의 편향 각도에 비례하는데, 이는 항상 정당화되는 것은 아닙니다. 왜냐하면 제어력은 스티어링 휠의 편향 각도뿐만 아니라 속도 압박. 보다 발전된 스프링 서보 보상기는 제어 운동학에 사전 인장력이 있는 스프링을 포함함으로써 편향 각도가 조향 제어력에 비례하며, 이는 서보 보상기의 목적에 가장 적합합니다. 힘.

항공기의 공기역학적 균형을 맞추는 수단

일반적으로 항공기 비행의 안정된 상태는 방향타가 편향된 상태에서 수행되어 균형을 보장합니다. 균형을 맞추다- 질량 중심을 기준으로 한 항공기. 조종석의 조종 장치에 가해지는 힘을 일반적으로 균형 조정이라고 합니다. 조종사를 헛되이 지치게 하지 않고 불필요한 노력으로부터 보호하기 위해 각 제어 표면에 트리머가 설치되어 균형력이 완전히 제거됩니다.

트리머는 구조적으로 서보 보상기와 완전히 동일하며 스티어링 휠 뒤쪽에 힌지 방식으로 매달려 있지만 서보 보상기와 달리 추가 수동 또는 전기 기계 제어 기능이 있습니다. 방향타 편향 반대 방향으로 트리머를 편향시키는 조종사는 명령 레버를 전혀 누르지 않고도 주어진 편향 각도에서 방향타의 균형을 이룰 수 있습니다. 어떤 경우에는 드라이브를 켜면 트리머로 작동하고 끄면 서보 보상기의 기능을 수행하는 결합된 트리머-서보 보상기 표면이 사용됩니다.

트리머는 명령 레버의 힘이 스티어링 휠의 힌지 모멘트와 직접적으로 관련되는 제어 시스템(기계식 부스터 없는 제어 시스템 또는 가역 부스터가 있는 시스템)에서만 사용할 수 있다는 점을 추가해야 합니다. 되돌릴 수 없는 부스터(유압 부스터)가 있는 시스템에서는 제어 가장자리에 가해지는 자연적인 힘이 매우 작으며 조종사를 위한 "기계적 제어"를 시뮬레이션하기 위해 스프링 로딩 메커니즘에 의해 추가로 생성되며 스티어링의 힌지 모멘트에 의존하지 않습니다. 바퀴. 이 경우 스티어링 휠에 트리머가 설치되지 않고 제어 배선에 설치된 트리밍 효과 메커니즘과 같은 특수 장치에 의해 균형력이 제거됩니다.

정상 비행 모드에서 항공기의 균형을 맞추는 또 다른 방법은 조정 가능한 안정 장치일 수 있습니다. 일반적으로 이러한 스태빌라이저는 후방 서스펜션 장치에 힌지로 연결되고 전면 장치는 파워 드라이브에 연결되어 스태빌라이저의 노즈를 위아래로 움직여 비행 중에 설치 각도를 변경합니다. 원하는 설치 각도를 선택함으로써 조종사는 엘리베이터의 힌지 모멘트가 0인 상태에서 항공기의 균형을 맞출 수 있습니다. 동일한 안정 장치는 이착륙 시 항공기의 종방향 제어에 필요한 효율성도 제공합니다.

방향타와 에일러론의 떨림을 제거하는 수단

굴곡 에일러론과 굴곡 조향 플러터가 발생하는 이유는 힌지 축에 대한 질량 불균형 때문입니다. 일반적으로 조향 표면의 질량 중심은 회전축 뒤에 위치합니다. 결과적으로 베어링 표면의 굴곡 진동 중에 제어 배선의 변형 및 백래시로 인해 방향타 질량 중심에 가해지는 관성력이 방향타를 특정 각도만큼 편향시켜 추가 모양이 나타납니다. 베어링 표면의 굴곡 변형을 증가시키는 공기 역학적 힘. 속도가 증가함에 따라 요동력이 증가하고 임계 플러터 속도라고 불리는 속도에서는 구조물이 붕괴됩니다.

이러한 유형의 플러터를 제거하는 근본적인 방법은 질량 중심을 앞으로 이동시키기 위해 방향타와 에일러론의 앞부분에 균형추를 설치하는 것입니다.

질량 중심이 스티어링 휠의 회전축에 위치하는 스티어링 휠의 100% 중량 밸런싱으로 플러터 발생 및 발생 원인을 완벽하게 제거합니다.

선택 및 계산

비행 중인 꼬리 기관은 분산된 공기역학적 힘의 영향을 받으며, 그 크기와 분포 법칙은 강도 표준에 따라 설정되거나 불어서 결정됩니다. 크기가 작기 때문에 꼬리의 질량 관성력은 일반적으로 무시됩니다. 날개와 유사하게 외부 하중을 감지할 때 꼬리 요소의 작업을 고려하면 전단력, 굽힘 및 토크가 작용하는 섹션에서 빔과 같은 꼬리 장치의 일반적인 힘 작업과 국부적인 힘 작업을 구별해야 합니다. 강화 요소를 사용하여 피부의 각 부분에 떨어지는 공기 부하로부터 작동합니다.

다양한 테일 유닛은 목적과 고정 방법이 서로 다르며, 이는 자체 특성을 전력 작업에 도입하고 구조적 전력 구성표 선택에 영향을 미칩니다. 꼬리에 필요한 효율성은 표면의 모양과 위치를 올바르게 선택하고 이러한 표면 매개변수의 수치를 통해 보장됩니다. 음영을 방지하려면 꼬리 기관이 날개, 나셀 및 기타 항공기 구성 요소의 후류에 떨어지지 않아야 합니다. 컴퓨터 비행 시스템의 사용은 꼬리의 효율성에 그다지 영향을 미치지 않습니다. 예를 들어, 충분히 발전된 항공기가 출현하기 전에

항공기의 안정성, 조종성 및 균형을 보장하도록 설계된 하중 지지 표면을 꼬리 표면이라고 합니다.

기존 항공기의 세로 균형, 안정성 및 제어 가능성을 제공하는 것은 수평 꼬리에 의해 수행됩니다. 트랙 밸런싱, 안정성 및 제어 가능성 - 수직; 종축에 대한 항공기의 균형 조정 및 제어는 날개 꼬리 부분의 특정 부분을 나타내는 에일러론 또는 롤 러더를 사용하여 수행됩니다. 꼬리는 일반적으로 평형(균형)과 안정성을 보장하는 고정된 표면과 평형(균형)과 비행 제어를 제공하는 공기역학적 모멘트를 생성하는 편향된 움직이는 표면으로 구성됩니다. 수평 꼬리의 고정 부분을 스태빌라이저, 수직 꼬리를 킬이라고 합니다.

일반적으로 두 부분으로 구성된 엘리베이터는 안정 장치에 힌지로 연결되고 방향타는 용골에 부착됩니다(그림 57).

그림에서. 그림 57은 스티어링 휠이 편향될 때 꼬리의 작동 원리를 보여줍니다. 꼬리(고려 중인 경우 수평)는 0이 아닌 특정 공격 각도 α g.o에서 공기 흐름에 의해 주위를 날아갑니다.

따라서 꼬리 부분에 공기 역학적 힘 R g.o가 발생하는데, 이는 항공기 무게 중심에 비해 큰 어깨로 인해 날개, 엔진 추력 및 동체의 전체 모멘트의 균형을 맞추는 모멘트를 생성합니다. 따라서 꼬리의 순간이 항공기의 균형을 유지합니다. 방향타를 한 방향 또는 다른 방향으로 편향시킴으로써 크기뿐만 아니라 순간의 방향도 변경할 수 있으므로 항공기가 가로 축을 기준으로 회전하게 됩니다. 즉, 항공기를 제어할 수 있습니다. 공기 역학적 힘 R p의 작용으로 인해 발생하는 스티어링 휠의 회전축에 대한 모멘트는 일반적으로 힌지 모멘트라고 불리며 M w = R p a로 표시됩니다.

힌지 모멘트의 크기는 비행 속도(마하 수), 받음각 및 측면 미끄러짐, 방향타 편향 각도, 서스펜션 힌지 위치 및 방향타 치수에 따라 달라집니다. 조종 레버를 편향시킬 때 조종사는 힌지 모멘트를 극복하기 위해 특정 힘을 가해야 합니다.

조종사가 수용할 수 있는 방향타를 편향시키는 데 필요한 노력을 유지하는 것은 아래에서 설명할 공기역학적 보상을 사용하여 달성됩니다.

방향타의 효율성은 해당 방향타가 1도 편향될 때 종방향 모멘트, 롤 및 요 모멘트 값의 변화로 평가할 수 있습니다. 낮은 비행 속도에서는 방향타의 효율성이 비행 속도(마하수)에 거의 영향을 받지 않습니다. 그러나 높은 비행 속도에서는 공기 압축성과 구조물의 탄성 변형으로 인해 방향타의 효율성이 눈에 띄게 감소합니다. 높은 천음속 속도에서 방향타 효율 감소는 주로 안정 장치, 핀 및 날개의 탄성 비틀림으로 인해 발생하며, 이는 방향타 편향으로 인한 프로파일의 양력 증가를 전반적으로 감소시킵니다(그림 57 참조).

스티어링 휠이 편향될 때 프로파일의 탄성 비틀림 정도는 프로파일에 작용하는 공기역학적 모멘트의 크기(프로파일의 강성 중심에 상대적)와 구조 자체의 강성에 따라 달라집니다.

고속 항공기의 꼬리 부분의 상대적인 두께는 낮은 강성을 의미하므로 역조종 현상이 발생할 수 있습니다.

초음속으로 방향타 주위를 흐를 때 방향타의 효율성이 감소하는 이유는 다른 때문입니다. 초음속 흐름에서는 방향타가 편향될 때 추가 양력이 방향타에서만 발생하며 꼬리의 고정 부분(핀, 안정판)은 추가 공기역학적 힘을 생성하는 데 참여하지 않습니다. 따라서 충분한 제어성을 얻기 위해서는 스티어링 휠의 편향을 크게 하거나 편향되는 표면의 면적을 크게 하는 것이 필요하다. 이를 위해 엘리베이터가 없는 초음속 항공기에는 이동식 제어 안정 장치가 설치됩니다. 수직 꼬리에도 동일하게 적용됩니다. 초음속 항공기에서는 방향타 없이 회전하는 핀을 사용할 수 있습니다.

비행 방향은 안정판과 핀을 돌려서 변경할 수 있습니다. 안정 장치와 핀의 편향 각도는 해당 방향타의 편향 각도보다 훨씬 작습니다. 스티어링이 없는 표면의 편향은 되돌릴 수 없는 자체 제동 유압 또는 전력 장치를 사용하여 수행됩니다. 방향타가 없는 꼬리는 낮은 아음속부터 높은 초음속까지 광범위한 속도와 다양한 정렬 범위에서 항공기의 효과적인 제어 및 균형을 제공합니다.

에일러론(롤 러더)은 날개 끝에 위치합니다(그림 58). 에일러론의 작동 원리는 날개 폭을 따라 공기역학적 하중을 재분배하는 것입니다. 예를 들어 왼쪽 에일러론이 아래로 편향되고 오른쪽 에일러론이 위로 편향되면 날개의 왼쪽 절반의 양력이 증가하고 오른쪽 절반이 감소합니다. 결과적으로 비행기가 기울어지는 순간이 나타납니다. 초음속 항공기에서는 롤 러더의 충분한 효율성을 보장하기가 어렵습니다. 날개의 두께, 특히 날개 끝 부분의 두께가 얇기 때문에 에일러론이 편향될 때 날개가 에일러론 편향의 반대 방향으로 비틀어집니다. 이로 인해 효율성이 크게 감소합니다. 날개 끝 부분의 강성을 높이면 구조물의 무게도 늘어나는 것은 바람직하지 않습니다.

최근에는 소위 내부 에일러론을 갖춘 항공기가 등장했습니다(그림 58, b). 기존의 (그림 58, a) 에일러론이 날개 끝을 따라 설치된 경우 내부 에일러론은 동체에 더 가깝게 위치합니다. 동일한 에일러론 영역을 사용하면 항공기의 세로 축에 비해 암이 감소하여 저속으로 비행할 때 내부 에일러론의 효율성이 감소합니다. 그러나 높은 비행 속도에서는 내부 에일러론이 더 효과적입니다. 외부 에일러론과 내부 에일러론 동시 설치가 가능합니다. 이 경우 저속으로 비행할 때는 외부 에일러론을 사용하고, 고속으로 비행할 때는 내부 에일러론을 사용합니다. 내부 에일러론은 이착륙 시 플랩으로 사용할 수 있습니다.

날개 폭의 상대적으로 큰 부분을 차지하는 에일러론은 날개 기계화를 전체 날개 길이에 배치하는 데 어려움을 초래하여 결과적으로 후자의 효율성이 감소합니다. 기계화 도구의 효율성을 높이려는 욕구로 인해 요격기가 탄생하게 되었습니다. 스포일러는 날개 길이를 따라 위치한 작고 평평하거나 약간 구부러진 판으로, 비행 중에 날개에 숨겨져 있습니다. 사용 시 스포일러는 날개 표면에 대략 수직인 날개의 왼쪽 또는 오른쪽 절반에서 위쪽으로 확장되어 공기 흐름을 방해하여 항공기의 양력과 롤에 변화를 가져옵니다. 일반적으로 스포일러는 에일러론과 함께 작동하며 에일러론이 위쪽으로 편향되는 날개 부분에서 확장됩니다.

따라서 스포일러의 효과는 에일러론의 효과로 요약됩니다. 스포일러를 사용하면 에일러론의 길이를 줄이고 플랩의 폭을 늘려 날개 기계화의 효율성을 높일 수 있습니다.

일부 항공기에서는 스포일러가 브레이크 플랩으로 사용되며 이 경우 항공기가 착륙한 후 또는 이륙이 중단된 동안에만 날개의 양쪽 부분에서 동시에 위쪽으로 편향됩니다. 다른 항공기에서는 스포일러가 전체 이동 중 일부를 제동하기 위해 확장되고 나머지 이동은 측면 제어에 사용될 수 있습니다. 완전히 확장된 스포일러의 높이는 윙 코드의 5~10%이고, 길이는 하프 스팬의 10~35%입니다. 날개 주위의 흐름을 더 원활하게 유지하고 실속 저항을 줄이기 위해 스포일러는 때때로 스팬을 따라 연속적이지 않고 빗 모양으로 만들어집니다. 이러한 브레이커의 효율은 솔리드 브레이커에 비해 다소 떨어지지만, 실속 현상이 약화되어 그에 따른 날개와 꼬리의 흔들림이 감소됩니다.

사용된 문헌: "Fundamentals of Aviation" 저자: G.A. 니키틴, E.A. 바카노프

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글라이더 LET L 13 ... 위키피디아

서적

• 러시아 전투기 "SU-30 SM" 1/72 (7314) , . Su-30 SM은 수호이 설계국(Sukhoi Design Bureau)이 개발한 2인승 다목적 중전투기입니다. 이 전투기는 2012년에 첫 비행을 했습니다. Su-30 SM은 다음과 같은 분야에서 우위를 점하도록 설계되었습니다.

디자인,

수평 꼬리(HO)

종방향 안정성, 제어성 및 균형을 제공합니다. 수평 꼬리는 고정된 표면, 즉 안정 장치와 이에 연결된 엘리베이터로 구성됩니다. 꼬리 장착 항공기의 경우 수평 미부는 항공기 후방, 즉 동체 또는 핀 상단(T자형)에 설치됩니다.

방향타 및 에일러론

방향타와 에일러론의 설계 및 동력 작동의 완전한 동일성으로 인해 앞으로는 간결함을 위해 방향타에 대해서만 설명하겠습니다. 언급된 모든 내용은 에일러론에 완전히 적용됩니다. 거의 모든 전단력을 구부리고 흡수하는 스티어링 휠(물론 에일러론 포함)의 주 동력 요소는 서스펜션 장치의 힌지 지지대에 있는 스파입니다.

방향타의 주요 하중은 균형을 잡거나 항공기를 조종하거나 거친 공기에서 비행할 때 발생하는 공기역학적입니다. 이 하중을 받으면 스티어링 스파는 연속적인 다중 지지 빔 역할을 합니다. 작동의 특징은 방향타 지지대가 탄성 구조에 고정되어 있으며 하중이 가해지면 변형이 방향타 스파의 힘 작용에 큰 영향을 미친다는 것입니다.

조향 토크에 대한 인식은 장착 브래킷의 컷아웃 영역에 있는 스파 벽에 의해 닫혀 있는 닫힌 피부 윤곽에 의해 보장됩니다. 최대 토크는 제어봉이 맞는 제어 혼 부분에 작용합니다. 스티어링 휠의 범위에 따른 호그(제어봉)의 위치는 비틀림 중 스티어링 휠의 변형에 상당한 영향을 미칠 수 있습니다.

방향타의 공기역학적 보상

비행 중에 제어 표면이 편향되면 명령 제어 레버에 대한 조종사의 노력에 의해 균형을 이루는 힌지 모멘트가 발생합니다. 이러한 힘은 스티어링 휠의 크기와 편향 각도, 속도 압력에 따라 달라집니다. 현대 항공기에서는 제어력이 너무 크기 때문에 힌지 모멘트와 균형을 맞추는 제어력을 줄이기 위해 방향타 설계에 특별한 수단을 제공해야 합니다. 이를 위해 스티어링 휠의 공기 역학적 보상이 사용되며, 그 핵심은 스티어링 휠의 공기 역학적 힘의 일부가 메인 힌지 모멘트와 반대되는 회전축을 기준으로 모멘트를 생성한다는 것입니다.

가장 일반적인 유형의 공기 역학적 보상은 다음과 같습니다.

• 경적 - 스티어링 휠 끝 부분에서 "경적" 형태의 영역 일부가 힌지 축 앞에 위치하여 메인 경첩과 관련하여 반대 기호의 순간을 생성합니다.
• 축 - 전체 범위를 따라 스티어링 휠 영역의 일부가 힌지 축 앞에 위치하여(힌지 축이 뒤로 이동) 힌지 모멘트가 감소합니다.
• 내부 - 일반적으로 에일러론에 사용되며 전면의 에일러론 노즈에 부착된 플레이트로 구성되며 날개 내부의 챔버 벽에 유연한 칸막이로 연결됩니다. 에일러론이 편향되면 플레이트 위와 아래의 챔버에 압력 차이가 발생하여 힌지 모멘트가 감소합니다.
• 서보 보상 - 방향타의 꼬리 부분에 작은 표면이 힌지로 연결되어 있으며 막대로 날개나 꼬리의 고정 지점에 연결됩니다. 이 막대는 조향 편향 반대 방향으로 서보 보상기의 자동 편향을 보장합니다. 서보 보상기에 가해지는 공기역학적 힘은 조향 조인트 모멘트를 감소시킵니다.

편향 각도와 이러한 보상기의 효율성은 스티어링 휠의 편향 각도에 비례하는데, 이는 항상 보상을 받는 것은 아닙니다. 제어력은 조향 각도뿐 아니라 속도 압력에도 영향을 받습니다. 보다 발전된 스프링 서보 보상기는 제어 운동학에 사전 인장력이 있는 스프링을 포함함으로써 편향 각도가 조향 제어력에 비례하며, 이는 서보 보상기의 목적에 가장 적합합니다. 힘.

항공기의 공기역학적 균형을 맞추는 수단

일반적으로 항공기의 모든 정상 비행 모드는 방향타가 편향된 상태에서 수행되어 균형을 보장합니다. 균형을 맞추다- 질량 중심을 기준으로 한 항공기. 조종석의 조종 장치에 가해지는 힘을 일반적으로 균형 조정이라고 합니다. 조종사를 헛되이 지치게 하지 않고 불필요한 노력으로부터 보호하기 위해 각 제어 표면에 트리머가 설치되어 균형력이 완전히 제거됩니다.

트리머는 구조적으로 서보 보상기와 완전히 동일하며 스티어링 휠 뒤쪽에 힌지 방식으로 매달려 있지만 서보 보상기와 달리 추가 수동 또는 전기 기계 제어 기능이 있습니다. 방향타 편향 반대 방향으로 트리머를 편향시키는 조종사는 명령 레버를 전혀 누르지 않고도 주어진 편향 각도에서 방향타의 균형을 이룰 수 있습니다. 어떤 경우에는 드라이브를 켜면 트리머로 작동하고 끄면 서보 보상기의 기능을 수행하는 결합된 트리머-서보 보상기 표면이 사용됩니다.

트리머는 명령 레버의 힘이 스티어링 휠의 힌지 모멘트와 직접적으로 관련되는 제어 시스템(기계식 부스터 없는 제어 시스템 또는 가역 부스터가 있는 시스템)에서만 사용할 수 있다는 점을 추가해야 합니다. 되돌릴 수 없는 부스터(유압 부스터)가 있는 시스템에서는 제어 가장자리에 가해지는 자연적인 힘이 매우 작으며 조종사를 위한 "기계적 제어"를 시뮬레이션하기 위해 스프링 로딩 메커니즘에 의해 추가로 생성되며 스티어링의 힌지 모멘트에 의존하지 않습니다. 바퀴. 이 경우 스티어링 휠에 트리머가 설치되지 않고 제어 배선에 설치된 트리밍 효과 메커니즘과 같은 특수 장치에 의해 균형력이 제거됩니다.

정상 비행 모드에서 항공기의 균형을 맞추는 또 다른 방법은 조정 가능한 안정 장치일 수 있습니다. 일반적으로 이러한 스태빌라이저는 후방 서스펜션 장치에 힌지로 연결되고 전면 장치는 파워 드라이브에 연결되어 스태빌라이저의 노즈를 위아래로 움직여 비행 중에 설치 각도를 변경합니다. 원하는 설치 각도를 선택함으로써 조종사는 엘리베이터의 힌지 모멘트가 0인 상태에서 항공기의 균형을 맞출 수 있습니다. 동일한 안정 장치는 이착륙 시 항공기의 종방향 제어에 필요한 효율성도 제공합니다.

방향타와 에일러론의 떨림을 제거하는 수단

굴곡 에일러론과 굴곡 조향 플러터가 발생하는 이유는 힌지 축에 대한 질량 불균형 때문입니다. 일반적으로 조향 표면의 질량 중심은 회전축 뒤에 위치합니다. 결과적으로, 하중 지지 표면의 굽힘 진동 중에 변형으로 인해 방향타 질량 중심에 관성력이 가해지고

기술 사양과 NLGS의 요구 사항이 프로젝트 개발의 주요 목표를 결정하지만 설계자는 프로젝트의 주요 사항을 강조하고 구현 방법을 안내하는 자신만의 개념을 개발해야 합니다.

항공기 공기역학적 설계의 분류는 하중을 지탱하고 안정화하고 제어하는 ​​공기역학적 표면의 상대적 위치를 기반으로 합니다.

경비행기 중에서는 꼬리 부분을 갖춘 항공기의 고전적인 디자인이 가장 널리 보급되었습니다. 안정성, 조종성, 안전성 및 기타 비행 특성 측면에서 경비행기에 대한 일련의 요구 사항을 가장 잘 충족합니다.

주요 장점:

• 개발된 테일 섹션 덕분에 필요한 세로 및 방향 안정성이 쉽게 보장됩니다.
• 수평 꼬리 주위의 연속적인 흐름은 날개의 초임계 받음각 영역에서 유지되어 높은 받음각에서 종방향 제어의 충분한 효율성을 보장합니다.

수직면에서 동체와 관련된 날개의 위치를 ​​먼저 고려하는 것이 좋습니다.

일반적으로 경비행기에서는 낮은 날개(그림 1a) 또는 높은 날개(그림 1b) 구성이 사용됩니다.

그림 1 날개 배치 다이어그램
a - 낮은 날개, b - 높은 날개

동체와 관련된 날개의 위치는 주로 작동 요구 사항에 따라 결정되는 것이 좋습니다. 높은 날개나 낮은 날개를 선택할 때는 유지보수와 최대 항공기 유연성을 고려한 후에만 공기역학 및 구조적 중량 문제가 중요해집니다.

고익 항공기와 저익 항공기의 성능 차이는 지면 근접에 따른 지면 효과로 인해 이착륙 시 발생합니다. 이 효과는 활주로 위의 날개 높이가 증가함에 따라 감소합니다. 지면 효과는 주로 유도성 리액턴스의 감소로 표현되며, 이로 인해 이륙 거리가 감소하고 착륙 거리가 증가할 수 있습니다.

또한 지면 효과로 인해 수평 꼬리 부분의 흐름 기울기가 감소하여 다이빙 모멘트가 나타납니다. 이 현상은 이륙 중 앞바퀴를 들어 올리거나 착륙 시 항공기 수평을 맞출 때 엘리베이터의 큰 편향을 요구하며 엘리베이터 구역을 선택할 때 결정적인 요소가 될 수 있습니다. 지면 효과는 반대 효과를 가져서 항공기가 "스스로 착륙"하게 만들 수도 있습니다. 이는 정상적인 착륙 접근 후 항공기 수평을 맞추는 데 엘리베이터 편향이 거의 또는 전혀 필요하지 않음을 의미합니다. 이 현상은 지면이 가까워 낮은 날개가 양력을 눈에 띄게 증가시키고 위에서 언급한 다이빙 중 수평 꼬리의 순간이 다음 순간으로 보상되는 경우에서 관찰할 수 있습니다. 날개의 양력이 증가하여 피치업이 발생합니다. 항공기의 이러한 동작은 유리한 것으로 간주되지만 계획의 초기 목표 선택으로 이를 달성하는 것은 거의 불가능합니다.

최소 항력에서 고익 항공기와 저익 항공기의 차이는 페어링과 페어링을 적절하게 선택하여 줄일 수 있습니다. 최대 공기역학적 효율성의 관점에서 보면 고익 항공기가 저익 항공기보다 수익성이 더 높은 것으로 알려져 있습니다.

저지대 날개는 항공기의 강제 착륙 중에 에너지 집약적 질량으로 작용할 수 있지만, 날개에는 일반적으로 연료실과 탱크가 포함되어 있기 때문에 지면과 접촉하면 화재의 위험이 있습니다. 착륙 중 손상됨. 지상에 미치는 충격이 너무 강하지 않으면 고익 항공기가 손상되어 화재가 발생할 가능성이 적습니다. 고익 항공기가 강제로 물 위에 착륙하게 되면 동체가 물에 잠기게 되므로 조종석 상단 해치를 통해 비상 탈출구를 제공해야 합니다.

비상 착륙 중 날개 측면에서 고익 항공기의 동체에 추가 하중이 가해지면 일반적으로 이를 흡수하는 동체 구조의 무게에 대한 추가 비용이 발생합니다(저익 항공기에 비해).

수직 꼬리날개에 대한 날개의 공기 역학적 효과로 인해 날개 위치가 높을수록 수직 꼬리 부분의 면적은 낮은 날개 항공기의 면적보다 커야 합니다.

고익 항공기의 메인 랜딩 기어를 제거하는 것은 설계자에게 별도의 문제를 안겨줍니다. 엔진이 날개에 있는 경우, 주 랜딩 기어를 날개에 부착하고 엔진 나셀(그림 2a) 또는 테일 붐(이중 붐 설계)으로 집어넣을 수 있습니다. 그러나 랙의 높이와 무게는 상당합니다.

그림 2 고익 랜딩기어 배치 옵션:
a - 엔진 나셀에 수납 가능한 섀시
b - 고정 랜딩 기어
c - 동체의 곤돌라에 수납 가능한 랜딩 기어

또 다른 가능한 옵션은 동체에 지지대를 배치하는 것입니다(그림 2b). 이 옵션은 착륙 하중을 수용하기 위해 동체 구조를 강화해야 하며 추가 중량 증가도 수반됩니다. 랜딩 기어 지지대와 바퀴를 동체 안으로 집어넣는 경우 해당 컷아웃의 보상으로 인해 동체 중량의 증가가 증가합니다. 바퀴와 랜딩 기어가 동체의 페어링 안으로 들어가는 경우(그림 2c), 이러한 페어링의 추가 중량이 나타납니다. 저익 항공기의 랜딩 기어가 동체(페어링)로 후퇴하여 중량 증가의 일부는 고익 항공기의 랜딩 기어에 비해 짧은 버팀목으로 보상됩니다. 또한, 랜딩기어를 동체에 배치할 때 메인 랜딩기어의 넓은 궤도를 얻기가 어렵다.

실제로 고익 항공기의 동체에 주 랜딩 기어를 배치하는 옵션은 일반적으로 고정 랜딩 기어의 경우에 사용됩니다(그림 2b).

위에서 언급한 항공기의 랜딩 기어 배치 특징은 저익 설계에 유리합니다.

저익 항공기의 경우 랜딩 기어를 엔진 나셀(그림 3a), 동체 구획 또는 날개 날개 사이의 구획(그림 3b)으로 집어넣을 수 있습니다. 경비행기의 날개 스킨은 기능이 없거나 하중이 가볍기 때문에 이러한 날개의 해당 컷아웃에 대한 보상은 최소한의 무게 손실을 동반합니다.

그림 3 저익 항공기의 랜딩기어 수납 방식

보강 날개를 갖춘 단엽기는 현재 고익 설계에 따라 설계되었습니다. 날개 아래쪽 표면에 부착된 스트럿은 인장 하중이 계산되기 때문에 다른 옵션에 비해 교란이 적고 무게도 가볍습니다.

급여 제도

꼬리 부분의 디자인은 항공기의 전반적인 디자인에 크게 좌우됩니다. 배치로 인해 미부 효율성은 날개와 프로펠러에 의해 영향을 받습니다. 동체 또는 테일 붐에 미부를 설치하면 이 위치에서 동체(빔)의 구조적 레이아웃도 결정됩니다.

실제로 차용한 꼬리날개의 예가 그림 4에 나와 있습니다. 여기서는 설명하지 않은 다른 꼬리날개 옵션도 가능합니다(예: V자형 꼬리날개).

그림 4 기본 깃털 구성표

가장 일반적인 것은 하나의 핀과 안정 장치가 동체 또는 핀에 장착된 방식입니다(그림 4 a, b, c). T-tail(그림 4c)의 경우 플러터를 방지하기 위한 조치가 필요하지만 구조적 단순성과 강성을 제공합니다.

T자형 꼬리 디자인에는 여러 가지 장점도 있습니다. 용골 상부의 수평 꼬리 위치는 후자에 대한 엔드플레이트 효과를 생성하여 수직 꼬리에 필요한 영역을 줄이는 데 도움이 될 수 있습니다. 반면에 높이 장착된 수평 꼬리는 중간(비행) 공격 각도에서 날개로부터의 흐름이 약간 경사진 영역에 위치하므로 수평 꼬리에 필요한 영역을 줄일 수 있습니다. . 따라서 T-꼬리의 면적은 수평 꼬리가 낮은 꼬리의 면적보다 작을 수 있다.

필요한 수직 꼬리 면적은 항공기 무게 중심 앞에 위치한 동체 부분의 측면 투영 길이와 면적에 따라 크게 결정됩니다. 동체의 앞쪽 부분이 길어질수록(측면 투영 영역이 커질수록), 다른 것들이 동일하다면 이 부분의 불안정한 순간을 제거하는 데 필요한 수직 꼬리 영역이 커집니다. 동체.

엔진이 날개에 있는 경우 엔진 하나가 실패한 비행은 다중 엔진 항공기의 핀과 방향타 크기를 결정하는 조건입니다.

수직 꼬리의 상당한 높이(필요한 경우)는 수직 꼬리의 압력 중심과 항공기 세로 축 사이의 큰 어깨로 인해 방향타가 편향될 때 롤 모멘트가 나타날 수 있습니다. 그러한 위험이 존재한다면, 이 효과를 줄이는 간격을 둔 트윈 핀 테일 디자인에 주목할 가치가 있습니다(그림 4e). 2빔(그림 4d) 또는 프레임 항공기 설계의 경우 이러한 미부를 선택하는 것은 분명합니다. 수평 꼬리 끝 부분에 핀을 배치하면 엔드 와셔 효과가 생기기 때문에 수평 꼬리의 면적을 줄일 수 있습니다.

엔진 레이아웃

피스톤 엔진을 장착한 경비행기는 일반적으로 두 가지 구성으로 제공됩니다. 하나의 견인 엔진이 동체 전방에 장착되거나 두 개의 견인 엔진이 날개에 장착됩니다.

날개 앞쪽에 엔진을 배치하는 위치는 공기 역학적 측면과 디자인 측면에서 가장 적합한 디자인입니다. 작동 중인 엔진의 프로펠러에서 나오는 흐름은 날개의 실속 특성에 유익한 영향을 미치고 특히 플랩이 확장될 때 양력을 증가시켜 항공기 실속에 대한 일종의 내장 보호 기능을 생성합니다. 반면, 프로펠러가 페더링 모드로 전환되기 전에 엔진이 고장나면 자동 회전 중에 상당한 저항이 발생하여 날개 주변의 흐름이 중단됩니다. 엔진 고장으로 인해 생성된 롤 및 요 모멘트는 특히 이륙 중에 심각한 제어 문제를 나타냅니다. 또한, 비행 중 엔진 출력의 변화는 날개 뒤의 흐름 경사에 영향을 미치고 꼬리의 균형 모멘트를 변경합니다.

낮은 날개 날개와 비교하여 높은 날개 날개는 일반적으로 날개 프로필을 기준으로 수직면에서 엔진의 위치와 관련하여 더 많은 가능성을 생성합니다. 이 경우 프로펠러와 날개 사이에 필요한 간격을 제공하는 것이 더 쉽기 때문입니다. 지면.

저익 항공기의 경우 설계자는 프로펠러와 지면 사이에 필요한 간격을 확보하기 위해 날개 상부 표면에 상대적으로 높은 엔진 위치를 사용해야 하는 경우가 많습니다. 이로 인해 나셀과 날개 사이에 불리한 간섭이 발생하여 조기 실속이 발생하고 추가적인 항력이 발생하게 됩니다.

단일 엔진 경비행기의 경우 다음이 설정될 수 있습니다.

• 가장 일반적인 디자인은 낮은 날개 디자인입니다. 높은 날개는 일반적으로 외부 버팀대로 만들어집니다.
• 엔진은 동체의 앞쪽에 위치
• 가장 일반적인 꼬리 디자인은 수평 꼬리가 동체의 낮은 부분이나 수직 꼬리의 뿌리에 위치하는 것입니다. T-테일 또는 U-테일 디자인의 경우 이러한 꼬리 패턴을 최종 선택하기 전에 해결해야 할 문제가 있습니다.
  • 높이 장착된 수평 꼬리로 인해 접사다리 없이는 검사가 어렵습니다.
  • 프로펠러 제트 외부의 수평 꼬리 위치는 이륙 시 수평 꼬리의 효율성을 감소시킵니다.
• 수평 꼬리가 낮게 위치하는 경우 스핀 특성을 개선하기 위해 수평 및 수직 꼬리가 건물 수평면을 따라 간격을 두는 경우가 많습니다(수평 꼬리는 후미 가장자리 근처 또는 수직 꼬리 뒤에 위치함). 그러나 이것이 낮은 수평 꼬리의 다른 계획을 사용하면 회전에서 항공기를 복구하는 것이 불가능하다는 것을 의미하지는 않습니다.
• 대부분의 경우 수직미익은 동체에 위치하며 복부부분(능선)이 없습니다.
• 일반적으로 항공기 랜딩 기어는 노즈 기어가 있는 3개의 다리로 설계되었습니다.

쌍발 엔진 항공기의 경우 다음을 설정할 수 있습니다.

• 일반적으로 두 엔진은 모두 날개에 위치합니다.
• 저익 설계는 고익기 설계보다 더 자주 사용됩니다. 고익기 항공기에서는 스트럿 날개가 지배적이지 않습니다.
• 대부분의 디자인은 낮게 장착된 수평 꼬리를 사용합니다. 동시에, 수평 꼬리와 엔진의 위치는 프로펠러 제트가 꼬리를 날리는 것을 보장합니다. 그러나 강력한 엔진의 프로펠러 제트가 꼬리 구조에 피로 문제를 일으킬 수 있다는 점을 고려해야 합니다.
• 프로펠러 제트에 대한 수평 꼬리의 위치에 대한 또 다른 개념은 엔진 작동이 수평 꼬리의 작동에 영향을 주지 않는 방식으로 꼬리를 위치시키는 것입니다. 이 컨셉은 T자형 꼬리 패턴의 형태로 구현되었으며, 꼬리에 가로로 "V"를 부여하여 낮은 수평 꼬리 배열을 구현했습니다.
• 수직 꼬리 디자인은 일반적으로 단일 핀입니다. 높은 글라이딩 각도에서 수직 꼬리의 효율성을 높이기 위해 포크가 사용됩니다.
• 이중 지느러미 꼬리는 거의 사용되지 않습니다. 2개의 핀 수직 꼬리를 갖춘 항공기 설계의 특징은 후방 동체 측면 돌출부의 작은 영역으로, 이는 항공기의 방향 안정성을 감소시킵니다.
• 일반적으로 섀시는 코 지지대가 있는 3개의 다리 디자인에 따라 제작됩니다.
• 대부분의 경우 항공기 랜딩 기어는 접을 수 없도록 제작됩니다. 고정 랜딩 기어는 일반적으로 고익 항공기에 사용됩니다.
• 나셀의 엔진은 프로펠러의 회전 평면이 조종석 앞에 있도록 배치됩니다.