Проектирование системы снижения маневренных нагрузок для магистрального пассажирского самолета

11 / 16

Проектирование системы снижения маневренных нагрузок…
Инженерный журнал: наука и инновации # 12·2017 11
Рис. 5. Распределение по размаху крыла максимальных эксплуатационных изгиба-
ющих моментов при маневрах без системы снижения маневренных нагрузок:
э
изг М — изгибающий момент крыла по оси жесткости, тм; zотн — безразмерная координата
оси жесткости крыла; M — число Маха
Выберем максимальный угол отклонения управляющих органов
от системы снижения маневренных нагрузок, в качестве которых
выше выбраны элероны, и с учетом этого оценим уровень снижения
изгибающих моментов. Поскольку элероны участвуют в управлении
самолетом по крену, то отклонение их по сигналам от системы сни-
жения маневренных нагрузок не должно выводить их на физический
упор для обеспечения запаса на управление и демпфирование. С уче-
том этого угол отклонения элеронов δэл сн max от системы снижения
маневренных нагрузок принят за 85 % максимального отклонения
δ эл max. В точке реализации максимального изгибающего момента
(Vинд = 498 км/ч, М = 0,88) выполнен расчет при отклоненных элеро-
нах на угол δэл сн max (рис. 6). Из рис. 6 видно, что отклонение элеро-
нов на угол δэл сн max снижает изгибающий момент в результате пере-
распределения подъемной силы по всему размаху крыла — разгрузке
концевых сечений вследствие уменьшения подъемной силы при от-
клонении элеронов и догрузке корневых за счет выхода на несколько
больший угол атаки для компенсации потери суммарной подъемной
силы. Результирующий изгибающий момент в корневом сечении
крыла изменяется от 265,7 до 240 тм.
Полученное значение изгибающего момента 240 тм принимается
в качестве уровня, до которого соответственно настроенная система
снижения маневренных нагрузок будет снижать нагрузки на крыло.