Роль и работа вертикальных законцовок крыла и стабилизатора

<1 2 345 6 7 >

Законцовки крыла (иначе концевые крылышки или винглеты, от англ. winglet «крылышко») – небольшие дополнительные элементы на концах крыла самолета в виде крылышек или плоских шайб (рис. 1.10). Законцовки крыла служат для увеличения эффективного размаха крыла, снижая индуктивное сопротивление (на самолете DA 42 высота винглет 800 мм).

Рис. 1.10. Общий вид законцовок крыла и стабилизатора

При обтекании крыла воздушным потоком образуется разность давлений под крылом и над ним. Под действием этой разности воздух начинает перетекать через торцы крыла из области большего давления (из-под крыла) в область меньшего давления, то есть на крыло. При движении крыла в воздухе образуются так называемые вихревые жгуты (рис. 1.11).

Они представляют собой вращающуюся массу воздуха. Вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.

В результате скоса потока возникает индуктивное сопротивление – это дополнительное сопротивление крыла, вызванное наклоном подъемной силы.

С увеличением коэффициента подъемной силы или угла атаки увеличивается скос потока и индуктивное сопротивление. Увеличивая удлинение крыла, можно уменьшить величину индуктивного сопротивления.

Для уменьшения потерь из-за перетекания потока через торцы полукрыльев на законцовках крыла могут устанавливаться небольшие крылышки – аэродинамические гребни.

Благодаря установке законцовок крыла и стабилизатора «винглет» улучшаются следующие качества самолета:

– уменьшается индуктивное сопротивление;

– увеличивается угол набора. Это гарантирует безопасность взлета в аэропортах, где имеются препятствия или ограничения по шумам, при высоких температурах и больших высотах аэродромов;

– увеличивается срок эксплуатации двигателей и уменьшаются расходы на их обслуживание;

– улучшаются характеристики набора высоты;

– увеличивается аэродинамическое качество;

– уменьшается потребный режим двигателей в крейсерском полете (до 3–4 %);

– улучшается топливная экономичность самолета и увеличивается дальность полета. В крейсерском полете километровый расход топлива уменьшается на 5–6 %, соответственно на ту же дальность можно перевезти больше груза.

Кроме достоинств законцовки имеют ряд недостатков:

– дополнительный вес конструкции;

– несколько ухудшается боковая устойчивость, что приводит к дополнительным ограничениям бокового ветра, особенно на посадке;

– усложняется технология изготовления;

– увеличивается стоимость конструкции.

2. Основные характеристики силовой установки

Общие сведения

Для уравновешивания сил лобового сопротивления, получения необходимой скорости и подъемной силы на самолете используется винтовая силовая установка: два двигателя ТАЕ 125-02-99 (объем каждого 2 л) и два трехлопастных винта МТV-6-A-C-F/CF 187-129. Для уменьшения температуры головок цилиндров применяется жидкостное охлаждение.

Редуктор: 1:1,69 (на редукторе понижение оборотов).

Режим MAX – N_max = 99 кВт при n = 2300 об/мин, режим Nom – N_max = 99 кВт при n = 2300 об/мин. Допускается максимальная частота вращения 2500 об/мин в течение 20 с.

РУД выставляется в процентах. На 8–10 % нагрузки осуществляется имитация отказа двигателя при учебных полета. В крейсерском полете РУД в положении 65–70 % в зависимости от режима полета.

Часовой расход топлива на каждый двигатель при РУД=50 % составляет 13,6 л/ч.

Критический двигатель на самолете – № 1 (вращение винта, если смотреть с кресла пилота, – по часовой стрелке (рис. 2.1)).

Рис. 2.1. К определению критического двигателя

Работа воздушного винта основана на тех же законах аэродинамики, что и работа крыла. Винт должен развивать достаточную тягу в различных условиях полета, работать с наибольшей полезной отдачей мощности, не создавать волнового кризиса, обладать геометрической и весовой симметрией, быть достаточно прочным при небольшой массе, обеспечивать простоту в эксплуатации и ремонте.

Винт должен быть статически и динамически уравновешенным.

Направление вращения винта определяется из кабины пилота: если винт вращается слева направо, то его называют винтом правого вращения, если справа налево, то – винтом левого вращения.

Каждый воздушный винт имеет три лопасти, изготовленные из дерева, имеющие покрытие из стеклопластика и отделочное покрытие из акрилового лака (рис. 2.2). Внешняя часть передней кромки лопастей защищена от эрозии оковкой из нержавеющей стали, приклеенной к лопасти. Внутренняя часть передней кромки лопасти защищена эластичной самоклеящейся лентой из полиуретана.

Рис. 2.2. Конструкция воздушного винта

Принцип работы. При вращении винта возникают центробежные крутящие моменты, стремящиеся повернуть лопасть в сторону уменьшения угла установки (рис. 2.3, а). К каждой лопасти винта самолета DA 42 прикреплены противовесы, которые обеспечивают компенсацию центробежных крутящих моментов и поворачивают лопасть в сторону увеличения угла установки (рис. 2.3, б).

Двигатель оснащен системой электронного управления (FADEС), которая осуществляет регулирование шага винта. Масло из редуктора двигателя закачивается в регулятор постоянства оборотов (РПО), который регулирует подачу масла в винт в соответствии с требуемым шагом винта: давление в цилиндре действует на поршень, поворачивающий лопасти в сторону уменьшения угла установки. Соответственно, для облегчения винта (j лопасти уменьшается) – давление масла увеличивается, для затяжеления винта (j лопасти увеличивается) – давление масла уменьшается.

а б

Рис. 2.3. Работа центробежных сил лопастей (а) и противовесов (б)

Регулирование шага винта осуществляется системой FADEC автоматически (рис. 2.4). В зависимости от установки мощности шаг воздушного винта регулируется таким образом, что обеспечивается поддержание заданного числа оборотов.

Рис. 2.4. Зависимость частоты вращения воздушного винта от режима работы двигателя

Для ограничения поворота лопасти в сторону увеличения угла установки предусмотрен регулируемый упор. При числе оборотов двигателя свыше 1300 центробежный упорный механизм большого шага предотвращает выход лопастей за упор (рис. 2.5). При падении давления масла в полете (при оборотах двигателя свыше 1300) центробежный упорный механизм размыкается, и лопасти винта под действием противовесов проходят упор большого шага и устанавливаются в положение флюгирования.

Рис. 2.5. Принципиальная схема управления воздушным винтом

В системе управления воздушным винтом установлен азотно-масляный аккумулятор гидравлического давления (см. рис. 2.5). При установке главного выключателя двигателя в положение OFF отсечной клапан аккумулятора закрывается. Масло хранится в аккумуляторе при нормальном давлении системы.

Для расфлюгирования воздушного винта необходимо перевести главный выключатель двигателя в положение ON. При этом открывается электрический клапан аккумулятора, масло под давлением поступает из аккумулятора в воздушный винт, и лопасти винта устанавливаются в положение малого шага.

Углы установки лопастей воздушного винта при 0,75R:

1. Малый шаг – 12° ± 0,2°:

– обеспечивает наименьшее сопротивление, что облегчает запуск и устойчивость режима работы двигателя на малом газе (IDLE);

– при пробеге обеспечивает создание небольшой отрицательной тяги при РУД = 0 % и способствует уменьшению длины пробега.

2. Фиксация рабочего положения – 15° ± 1°.

3. Положение флюгирования – 81° ± 1°: обеспечивает положение минимального сопротивления винта.

Работа воздушного винта оказывает существенное влияние на полет самолета. При полете на малых углах атаки (до a ≈ 2-3°) ось вращения винта почти совпадает с направлением вектора скорости полета и направлением тяги винта (обдувка симметричная). За счет увеличения местной скорости обтекания частей самолета на величину скорости струи, отбрасываемой винтом назад, пропорционально увеличиваются подъемная сила и сила лобового сопротивления, в результате чего аэродинамическое качество самолета почти не изменяется.

При полете на больших углах атаки крыла и малых скоростях полета вектор воздушной скорости не будет перпендикулярен плоскости вращения винта (косая обдувка). При косой обдувке вектор силы тяги винта (P_ист) раскладывается на две составляющие:

– горизонтальную составляющую (P_x), обеспечивающую движение самолета;

– вертикальную составляющую (P_y), действующую в направлении подъемной силы крыла и увеличивающую ее.

Таким образом, в полете на углах атаки более 3-4° аэродинамические характеристики самолета улучшаются за счет увеличения подъемной силы крыла на величину вертикальной составляющей силы тяги. Влияние P_y на увеличение аэродинамического качества самолета тем больше, чем больше угол атаки (меньше скорость полета) и выше режим работы двигателя.

Высотно-скоростные характеристики двигателя. Высотной характеристикой двигателя называется зависимость эффективной мощности и эффективного удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной частоте вращения вала двигателя. С подъемом на высоту изменяется температура и плотность окружающего воздуха. Это вызывает изменение мощности, развиваемой двигателем, и удельного расхода топлива.

Уменьшение плотности воздуха приводит к уменьшению расхода воздуха и соответственно эффективной мощности. Мощность двигателя с увеличением высоты полета уменьшается (рис. 2.6), что влияет на ограничение высоты полета самолета, уменьшается вертикальная скорость набора (V_y) и угол набора (Q).

Рис. 2.6. Высотная характеристика

Скоростной характеристикой двигателя называется зависимость силы тяги винта на данной высоте (Н = const) при данной частоте вращения (n = const) от скорости полета. С увеличением скорости полета углы атаки элементов лопасти винта уменьшаются, поэтому уменьшается сила тяги винта (рис. 2.7). Зависимость тяги винта от скорости полета можно определить по формуле

где h – КПД винта (h = N_т / N_потр, N_т – тяговая мощность, N_потр – мощность, потребная для вращения); N_е – мощность двигателя, используемая для вращения винта (эффективная); V – скорость полета.

Из формулы видно, что сила тяги обратно пропорциональна скорости.