ООО «Центр Грузовой Техники»

8(812)244-68-92

Содержание

Элерон - это... Что такое Элерон?

Работа элеронов при управлении креном. Если продолжать держать элероны отклонёнными в крайнем положении, тогда достаточно манёвренный самолёт начнёт непрерывно вращаться вокруг своей продольной оси.

Элероны — аэродинамические органы управления, симметрично расположенные на задней кромке консолей крыла [1] у самолётов [2] нормальной схемы и самолётов схемы «утка». Элероны предназначены в первую очередь для управления углом крена самолёта, при этом элероны отклоняются дифференциально (отдельно друг от друга), то есть, например, для крена самолёта вправо правый элерон поворачивается вверх, а левый — вниз; и наоборот. Принцип действия элеронов состоит в том, что у части крыла [3], расположенной перед элероном, поднятым вверх подъёмная сила уменьшается, а у части крыла перед опущенным элероном подъёмная сила увеличивается; создаётся момент силы, изменяющий скорость вращения самолёта вокруг оси, близкой к продольной оси самолёта.

Побочные эффекты

Один из побочных эффектов действия элеронов — небольшой момент рысканья в противоположном направлении. Другими словами, желая повернуть направо, используя элероны для создания крена вправо, самолёт во время увеличения крена может немного повести по курсу влево. Эффект связан с появлением разницы в лобовом сопротивлении между правой и левой консолью крыла, обусловленной изменением подъёмной силы при отклонении элеронов. Та консоль крыла, у которой элерон отклонён вниз, обладает большим коэффициентом лобового сопротивления, чем другая консоль крыла. Вторичный вклад в данный эффект вносит угловая скорость крена, которая увеличивает угол атаки на опускающейся консоли крыла, и уменьшает на поднимающейся. В современных системах управления самолётом данные побочные эффекты минимизируют различными способами. Например для создания крена, элероны отклоняют также в противоположном направлении, но на разные углы.

История

Впервые элероны появились на моноплане, построенном новозеландским изобретателем Ричардом Перси в 1902, однако самолёт совершал только очень короткие и неустойчивые полёты. Первый самолёт, который совершил полностью управляемый полёт с использованием элеронов, был самолёт 14 Bis, созданный Альберто Сантос-Дюмоном. Ранее элероны заменяла деформация крыла, разработанная братьями Райт.

Управляющую поверхность, комбинирующую элерон и закрылки, называют флаперон (flaperon). Чтобы элероны работали как выпущенные закрылки, их синхронно опускают вниз. Для продолжения возможности управления креном, к этому отклонению элеронов добавляется обычное для элеронов дифференциальное отклонение.

Для управления креном у самолётов с данной компоновкой может также применяться руль направления, спойлеры, газовые рули, изменяющийся вектор тяги двигателей, дифференциальное отклонение рулей высоты, изменение центра масс самолёта и прочие методы и их комбинации.

См. также

Сноски

  1. крыльев — для не монопланов
  2. под самолётом можно также понимать крылатую ракету с подобной схемой компоновки
  3. включая площадь самого элерона

Ссылки

Wikimedia Foundation. 2010.

Элерон - это... Что такое Элерон?

Работа элеронов при управлении креном. Если продолжать держать элероны отклонёнными в крайнем положении, тогда достаточно манёвренный самолёт начнёт непрерывно вращаться вокруг своей продольной оси.

Элероны — аэродинамические органы управления, симметрично расположенные на задней кромке консолей крыла

[1] у самолётов [2] нормальной схемы и самолётов схемы «утка». Элероны предназначены в первую очередь для управления углом крена самолёта, при этом элероны отклоняются дифференциально (отдельно друг от друга), то есть, например, для крена самолёта вправо правый элерон поворачивается вверх, а левый — вниз; и наоборот. Принцип действия элеронов состоит в том, что у части крыла [3], расположенной перед элероном, поднятым вверх подъёмная сила уменьшается, а у части крыла перед опущенным элероном подъёмная сила увеличивается; создаётся момент силы, изменяющий скорость вращения самолёта вокруг оси, близкой к продольной оси самолёта.

Побочные эффекты

Один из побочных эффектов действия элеронов — небольшой момент рысканья в противоположном направлении. Другими словами, желая повернуть направо, используя элероны для создания крена вправо, самолёт во время увеличения крена может немного повести по курсу влево. Эффект связан с появлением разницы в лобовом сопротивлении между правой и левой консолью крыла, обусловленной изменением подъёмной силы при отклонении элеронов. Та консоль крыла, у которой элерон отклонён вниз, обладает большим коэффициентом лобового сопротивления, чем другая консоль крыла. Вторичный вклад в данный эффект вносит угловая скорость крена, которая увеличивает угол атаки на опускающейся консоли крыла, и уменьшает на поднимающейся. В современных системах управления самолётом данные побочные эффекты минимизируют различными способами. Например для создания крена, элероны отклоняют также в противоположном направлении, но на разные углы.

История

Впервые элероны появились на моноплане, построенном новозеландским изобретателем Ричардом Перси в 1902, однако самолёт совершал только очень короткие и неустойчивые полёты. Первый самолёт, который совершил полностью управляемый полёт с использованием элеронов, был самолёт 14 Bis, созданный Альберто Сантос-Дюмоном. Ранее элероны заменяла деформация крыла, разработанная братьями Райт.

Управляющую поверхность, комбинирующую элерон и закрылки, называют флаперон (flaperon). Чтобы элероны работали как выпущенные закрылки, их синхронно опускают вниз. Для продолжения возможности управления креном, к этому отклонению элеронов добавляется обычное для элеронов дифференциальное отклонение.

Для управления креном у самолётов с данной компоновкой может также применяться руль направления, спойлеры, газовые рули, изменяющийся вектор тяги двигателей, дифференциальное отклонение рулей высоты, изменение центра масс самолёта и прочие методы и их комбинации.

См. также

Сноски

  1. крыльев — для не монопланов
  2. под самолётом можно также понимать крылатую ракету с подобной схемой компоновки
  3. включая площадь самого элерона

Ссылки

Wikimedia Foundation. 2010.

АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» | Официальный сайт АО "ФЦНИВТ "СНПО "Элерон"

В соответствии с решением, принятым на внеочередном общем собрании акционеров от 31.10.2019г. генеральным директором АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» с 1 ноября 2019г. избран Муравьев Андрей Владимирович, ранее занимавший должность исполнительного директора АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон».

АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» – инжиниринговая компания в составе ядерного оружейного комплекса Государственной корпорации по атомной энергии «Росатом». Крупнейшее в стране и отрасли предприятие по созданию и внедрению систем физической безопасности, как по численности персонала, так и по номенклатуре выпускаемой продукции. Стратегическими заказчиками предприятия являются объекты ГК «Росатом» и федеральных силовых ведомств.

АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» имеет в своем составе два филиала –Санкт-Петербургский и Уральский, представительство в республике Беларусь и более десятка обособленных подразделений.

Приоритетным направлением деятельности общества является реализация бизнес-модели «комплексное инжиниринговое решение», в рамках которого заказчику оказывается полный пакет услуг по проведению НИОКР, проектированию, производству и поставкам, строительству, монтажу и пуско-наладке, а также сервисному обслуживанию.

При осуществлении деятельности АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» решает следующие основные задачи:

  • безусловное и качественное выполнение государственного оборонного заказа в целях укрепления оборонного потенциала России;
  • обеспечение безопасного функционирования объектов Госкорпорации «Росатом», особо важных государственных объектов, промышленных предприятий, компаний топливно-энергетического комплекса, организаций транспортной инфраструктуры;
  • снижение стоимости и сроков работ в сфере капитального строительства атомной отрасли;
  • расширение и модернизация линейки продуктов и услуг, увеличение выручки на новых рынках сбыта.

Продукция АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» востребована министерствами, ведомствами и иными структурами, чья деятельность связана с обеспечением государственной и общественной безопасности РФ. АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» имеет награды многих престижных отраслевых и международных выставок, был неоднократно признан лучшим поставщиком отрасли.

 

Значение, Определение, Предложения . Что такое элерон

Но... элерон и общий шаг.
До сих пор существуют противоречивые утверждения о том, кто первым изобрел Элерон.
Другой метод компенсации-это дифференциальные элероны, которые были сконструированы таким образом, что нисходящий Элерон отклоняется меньше, чем восходящий.
Дифференциальные элероны-это элероны, которые были сконструированы таким образом, что нисходящий Элерон отклоняется меньше, чем восходящий, уменьшая неблагоприятное рыскание.
Сам язычок отклоняется относительно элерона, заставляя Элерон двигаться в противоположном направлении.
Движущийся вниз Элерон также добавляет энергии пограничному слою.
Двугранное действие крыльев имеет тенденцию вызывать крен самолета,поэтому Элерон необходимо применять для проверки угла крена.
Когда вводилось управление элеронами, они отклонялись вверх или вниз как единое целое, точно так же, как Элерон.
Боковое скольжение также использует Элерон и противоположный руль направления.
Другие результаты
Существуют значительные разногласия по поводу признания заслуг изобретения элерона.
Одним из самых ранних печатных авиационных применений элерона было то, что во французском авиационном журнале L'Aérophile в 1908 году.
Закрылок задней кромки действует аналогично элерону; однако он, в отличие от элерона, может быть частично втянут в крыло, если не используется.
При отсутствии бортового элерона, который обеспечивает зазор во многих установках закрылков, может потребоваться модифицированная секция закрылков.
А320, А330, А340 и А380 не имеют бортового элерона.
Это достигается путем ввода либо правого, либо левого элерона.
При перевернутом полете входы руля высоты и руля направления меняются местами, а вход элерона и дросселя остается прежним.
Триммеры представляют собой небольшие подвижные секции, напоминающие уменьшенные элероны, расположенные на задней кромке элерона или вблизи нее.
Лопаты представляют собой плоские металлические пластины, обычно прикрепленные к нижней поверхности элерона, перед шарниром элерона, рычагом.
Они уменьшают усилие, необходимое пилоту для отклонения элерона,и часто наблюдаются на пилотажных самолетах.
Для этого в переднюю часть элерона могут быть добавлены свинцовые грузики.
В этом случае груз может быть добавлен к плечу рычага, чтобы переместить груз хорошо вперед к корпусу элерона.
Это уменьшает необходимое отклонение элерона.
Заявленным преимуществом элерона Frise является способность противодействовать неблагоприятному рысканию.
Это гарантирует, что сваливание происходит в корне крыла, что делает его более предсказуемым и позволяет элеронам сохранять полный контроль.
Эти переключатели управляют элеронами, а джойстик - стабилизатором и рулем.
Чтобы управлять тягой, элеронами, подъемом, направлением, поднятием носа или углом наклона, можно использовать быстрые клавиши, список которых приведен ниже.
He 177 имел раздвижные закрылки типа Fowler, которые закрывали заднюю кромку крыла, включая те части, которые были покрыты элеронами.
На околозвуковых скоростях ударные волны накапливаются сначала в корне, а не на кончике, снова помогая обеспечить эффективное управление элеронами.
Он был первым, кто запатентовал систему управления элеронами в 1868 году.
Кертисс отказался платить лицензионные платежи Райтам и продал самолет, оснащенный элеронами, обществу воздухоплавания Нью-Йорка в 1909 году.

АО ФЦНИВТ СНПО "ЭЛЕРОН"

 

Акционерное Общество «Федеральный центр науки и высоких технологий «Специальное научно-производственное объединение «Элерон» является предприятием Государственной корпорации по атомной энергии «Росатом».

Начало становления и развития предприятия было положено в 1963 году, когда приказом Министра среднего машиностроения Е.П. Славского от 13 марта 1963 года была создана в структуре ВНИИ химической технологии (ВНИИХТ) лаборатория №36, на которую были возложены задачи по разработке технических средств охраны (ТСО). Руководство новым научно-техническим направлением было возложено на технический отдел Министерства среднего машиностроения, который возглавил Евгений Трофимович Мишин, впоследствии ставший первым генеральным директором «СНПО «Элерон». С этого времени начинается история развития фактически новой подотрасли «Технические средства охраны» (ТСО), а 13 марта 1963 года стало считаться днем рождения «Элерона».

В октябре 1976 года руководство страны приняло постановление о возложении на Министерство среднего машиностроения функций головного министерства по разработке и поставке технических средств охраны.

Во исполнение постановления в центральном аппарате Минсредмаша было создано Специальное техническое управление (СТУ), выполняющее задачи по централизованному планированию и руководству работами по созданию и внедрению ТСО для охраны государственной границы и особо важных объектов. Руководителем СТУ назначается Е.Т. Мишин.

В 1977 году на базе СКБ ВНИИХТ был создан Всесоюзный научно-исследовательский институт физических приборов (ВНИИФП), а спецотдел ППЗ преобразован в специальное конструкторско-технологическое бюро (СКТБ).

К концу 70-х началу 80-х годов во ВНИИФП и СКТБ сложился коллектив специалистов-профессионалов, располагающий современной исследовательской и научно-производственной базой, несколькими филиалами и испытательными полигонами с общей численностью около 3000 человек. Таким образом, к середине 80-х годов вопросы создания и использования ТСО в системе Минсредмаша получили самостоятельное научно-техническое и производственное направление, содержание и объемы работ которого определялись государственными целевыми программами и заданиями.

В 1989 году в соответствии с решением Правительства СССР (приказ Министра атомной энергетики и промышленности СССР от 07.12.1989 года № 040) для решения задач по разработке технических средств охраны и оснащению ими объектов атомной промышленности и других важнейших государственных объектов в структуре министерства на базе СТУ, ВНИИФП и СКТБ создается единый научно-технический и производственный комплекс – Специальное научно-производственное объединение “Элерон”. СКТБ преобразуется в научно-исследовательский и конструкторский институт радиоэлектронной техники (НИКИРЭТ), 16-й отдел ВНИИФП, располагавшийся в Дубне преобразуется в предприятие «Дедал». Оба предприятия входят в состав «Элерона» в качестве филиалов. Данное решение на тот момент времени позволило значительно увеличить объемы и расширить направления научных исследований по созданию образцов новых изделий ТСО, организации их серийного производства, внедрению в эксплуатацию на объектах заказчика.

Первым директором «СНПО «Элерон» (1989-2004 годы) был назначен генерал-майор Евгений Трофимович Мишин, выдающийся ученый и организатор, дважды Лауреат Государственной премии СССР. Главное, что удалось сделать Мишину - это создать сплоченный высокопрофессиональный коллектив разработчиков и заложить основы системы разработки, производства и эксплуатации изделий, что позволило объединению быстро превратиться в одно из ведущих предприятий отрасли.

Постановлением Правительства Российской Федерации от 15.09.1993 № 911-50 СНПО "Элерон" назначено головной организацией по созданию и оснащению техническими средствами безопасности правительственных, административных зданий и крупных промышленных объектов (РАО ЕЭС, нефтегазохимический комплекс и др.).

 

В 2004 году ввиду новых экономических условий дочерние предприятия приобрели самостоятельность. Несмотря на это, назначенному в том же году генеральному директору Николаю Николаевичу Шемигону удалось путем кардинального изменения организационной структуры и созданию новых направлений деятельности (строительная компетенция, сервисное обслуживание) нарастить потенциал и расширить компетенции «Элерона» на основной научно-производственной площадке в Москве. В 2007 году Распоряжением Правительства Российской Федерации от 9 октября 2007 №1372-р года федеральному государственному унитарному предприятию «Специальное научно-производственное объединение «Элерон» присвоен статус Федерального центра науки и высоких технологий.

В конце 2012 года в рамках программы развития ЯОК было завершено строительство инженерно-лабораторного корпуса «Элерона» общей площадью 16,5 тыс. м², что позволило значительно расширить научно-производственные возможности предприятия.

В 2013 году коллектив предприятия отпраздновал 50-летний юбилей. В честь столь значимой даты, за особые заслуги в атомной отрасли, Распоряжением Президента Российской Федерации В. Путина от 19 марта 2013 года №102-рп «О поощрении», коллективу ФГУП «СНПО «Элерон» была объявлена благодарность. В тексте Распоряжения сказано: «За большой вклад в развитие атомной отрасли и достигнутые трудовые успехи объявить благодарность коллективу федерального государственного унитарного предприятия «Специальное научно-производственное объединение «Элерон». Также предприятие было удостоено почетной грамоты Генерального директора Госкорпорации «Росатом» С.В. Кириенко и многочисленных поздравлений от официальных лиц, представляющих правительственные ведомства: заместителя Председателя Правительства Российской Федерации Д.О. Рогозина, 1-го заместителя Генерального директора-Директора дирекции ЯОК И.М. Каменских, Командующего РВСН Минобороны России генерал-полковника С. В.Каракаева и многих других.

К 2015 году в Обществе проведено коренное техническое перевооружение испытательной базы и производственных цехов. В разы увеличивается номенклатура выпускаемых изделий. Подтверждается статус «Элерона» как высокоэффективного и конкурентоспособного предприятия.

В апреле 2015 года, в соответствии с Указом Президента Российской Федерации от 14.11.2013 г. №837 «О преобразовании некоторых федеральных государственных унитарных предприятий атомной отрасли», в результате реорганизации в форме преобразования Федерального государственного унитарного предприятие «Специальное научно-производственное объединение «Элерон» (ФГУП «СНПО «Элерон») было учреждено Акционерное Общество «Федеральный центр науки и высоких технологий «Специальное научно-производственное объединение «Элерон» (АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон»).

В сентябре 2015 года в соответствии с Решением единственного акционера АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» от 31.08.2015 г. к исполнению обязанностей генерального директора приступил Вячеслав Александрович Коновалов.

В целях осуществления эффективного управления реализацией проектов и совершенствования структуры ядерного оружейного комплекса в ходе совещания под председательством генерального директора Госкорпорации «Росатом» в октябре 2015 г. (протокол от 22 октября 2015г. № 1-1/44-Пр) было принято решение о формировании на базе АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» инжиниринговой организации для реализации проектов по проектированию, строительству и реконструкции на объектах ЯОК, Блока по управлению инновациями и ЯРБ в рамках ФАИП и ГОЗ.

Во исполнение решения Совета директоров АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» от 25.12.2105 с 29.12.2015 создан Уральский филиал акционерного общества «Федеральный центр науки и высоких технологий «Специальное научно-производственное объединение «Элерон» - «УПИИ ВНИПИЭТ», с местонахождением в г. Озёрск, Челябинской области. На основании Протокола совета директоров от 18.12.2015 №3 создано Представительство АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» в Республике Беларусь.

Во исполнение решения Совет директоров АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» от 12.02.2016 г. создан Санкт-Петербургский филиал АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» - «ВНИПИЭТ».

В соответствии с Распоряжением Правительства Москвы от 13 декабря 2016 г. №653-РП «О присвоении статуса промышленного комплекса, технопарка, управляющей компании технопарка, якорного резидента» АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» было наделено статусом технопарка.

СНПО «Элерон» является обладателем многих наград и премий, полученных как за разработку инновационных технических средств охраны: Национальной премии «ЗУБР» - «За укрепление безопасности России» (2004, 2010, 2012, 2013, 2014 и 2015 гг.) золотой медали и диплома Конкурса инновационных технологий и оборудования за проект «Программный комплекс Тобол» по итогам международного форума «NDExpo-2016», диплома в номинации «Инновационная разработка» за экспонат «АРМ с программным обеспечением «Полигон» по итогам международного военно-технического форума «Армия-2016»; так и по результатам других направлений производственной деятельности: «Надежный поставщик» (2014-2015 гг.), «Добросовестный поставщик» (2011-2013гг.), «Гарантия качества и безопасности» (2010, 2012 гг.).

Сайт: http://www.eleron.ru/

Элероны — что это и зачем они нужны. часть первая | Open Sky.

Когда Уилбур и Орвилл Райт проектировали первый успешный самолет с двигателем, они знали, что им придется контролировать подъем крыльев, чтобы держать самолет на одном уровне.

Чтобы раскачивать самолет влево и вправо, они изобрели систему, искажающую форму крыльев.

Чтобы контролировать деформацию крыла, пилот должен был качать бедрами в ту или иную сторону! Слава богу, нашелся более удобный способ управлять большими самолетами, иначе пилотам пришлось бы стать великими танцорами!

Как Работают Элероны?

Большинство современных самолетов не деформируют свои крылья. Вместо них они используют элероны.

Элероны-это органы управления полетом, которые вращают самолет вокруг его продольной оси.

Элероны работают, создавая большую подъемную силу на одном крыле и уменьшая подъемную силу на другом, так что крыло с меньшей подъемной силой падает, а одно с большей подъемной силой поднимается.

Пилот перемещает элероны и пилотирует самолет, поворачивая штурвал влево или вправо–никаких танцев не требуется.

Что такое элероны?

Элероны являются одним из трех основных средств управления полетом на самолете.

Каждый из этих трех элементов управления пилота изменяет направление полета самолета в воздухе.

Они перемещают самолет вокруг одной из трех осей полета.

Три управления полетом и оси полета являются

Элероны

управляют креном самолета вокруг продольной оси (от носа до хвоста).

Руль высоты управляет тангажем самолета вокруг боковой оси (от кончика крыла до кончика крыла) он перемещает нос вверх и вниз.

Наконец, руль направления управляет рысканием самолета вокруг вертикальной оси он перемещает нос влево и вправо.

Как работают элероны в самолете?

Чтобы понять, как работают элероны, вы должны сначала немного понять, как крыло создает подъемную силу.

Крыло самолета-это форма профиля, которая заставляет воздух, проходящий над крылом, двигаться быстрее, чем воздух под ним.

Этот быстрее движущийся воздух оказывает меньшее давление.

Более высокое давление под крылом пытались заполнить более низким давлением, и так как крыло находится в пути, он поднимает самолет вверх.

Во время полета, если пилот хочет увеличить подъемную силу, ему нужно сделать по крайней мере одну из двух вещей.

Они должны лететь быстрее, что увеличит разницу между более высоким и более низким давлением, делая большую подъемную силу.

Или им нужно увеличить угол отаки.

Угол атаки - это угол между линией хорды крыла и относительным ветром.

Когда он увеличивается, крыло делает большую подъемную силу.

Линия хорды - это просто воображаемая линия, проведенная от передней кромки к задней кромке профиля.

Элероны работают, перемещая линию хорды. Когда Элерон, установленный на задней кромке крыла, движется вниз, он меняет линию хорды.

В результате угол атаки увеличивается в месте расположения элеронов.

Эта область крыла создает большую подъемную силу, чем остальные.

Поскольку элероны установлены на внешних концах крыла, небольшое количество дополнительной подъемной силы приведет к тому, что самолет будет крутиться или крениться от упавшего элерона.

С другой стороны самолета поднимается противоположный элерон.

Это изменение уменьшает угол атаки на этом крыле, делая меньше подъемной силы, чем на окружающем крыле.

Кончик крыла падает. В сочетании с движением другого элерона самолет быстро катится в ту или иную сторону.

С точки зрения пилота, когда ручка управления перемещается влево, левый элерон должен подниматься, а другой-опускаться. При правом повороте правый Элерон поднимается вверх,а левый опускается.

Системы безопасности для объектов особой важности на «ИНТЕРПОЛИТЕХ-2016»

Российская компания «Элерон» на выставке «ИНТЕРПОЛИТЕХ-2016» / Фото www.interpolitex.ru

Важные объекты, особенно государственного значения, всегда были первоочередными целями для потенциального противника. Сегодня их количество и значение, а следовательно и необходимость защиты, неизмеримо выросли. Актуальность этого вопроса обусловлена также и ростом террористической угрозы.

Именно поэтому важнейшим тематическим направлением Международной выставки средств обеспечения безопасности «ИНТЕРПОЛИТЕХ-2016» является демонстрация современных и перспективных разработок технических средств охраны объектов и имущества. Они будут представлены в рамках выставки полицейской техники, как одного из основных разделов «ИНТЕРПОЛИТЕХ».

Широкий спектр систем обеспечения безопасности важных государственных объектов на «ИНТЕРПОЛИТЕХ-2016» покажет АО «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон». С 1993 г. СНПО «Элерон» является головной организацией по созданию и оснащению техническими средствами безопасности особо важных объектов Минатома, Минобороны, ФСБ, ФСО России, крупных правительственных и административных зданий, а также промышленных объектов.

Сегодня ФГУП «СНПО «Элерон» выпускает более 200 изделий собственной разработки. Это оборудование для оснащения периметра и помещений, стационарные и мобильные системы и комплексы охраны, комплексы охраны при перевозках специальных грузов и аппаратура защиты информации, а также ряд других специализированных изделий в области обеспечения безопасности.

Принцип действия периметровой системы обнаружения Радиан-15МП / Фото www.eleron.ru

Одной из многочисленными разработок «Элерона» является серия емкостных периметровых средств обнаружения. Так, «Радиан-15МП» предназначено для охраны периметров объектов с использованием различных сигнальных заграждений от козырькового типа до полноразмерных, выполненных из металлических решеток, сетки или проводов. Оно обеспечивает охрану участка протяженностью 500 м. Устройство выпускается в трех вариантах («В», «С»,»Н») для исключения взаимного влияния по рабочей частоте приборов, установленных на соседних участках.

Все приборы серии «Радиан» рассчитаны на эксплуатацию в сложных погодно-климатических условиях и наличия естественных (посадка стай птиц, грозовые разряды, кроны деревьев) и искусственных (работа радиоэлектронных приборов, наличие ЛЭП и электрифицированного ж.д. транспорта, движение групп людей) помех.


Другая разработка – автоматизированная система противопожарной защиты (АСПЗ) «Тобол-ПЗ» обеспечивает противопожарную защиту крупных, территориально распределенных объектов с повышенными требованиями к безопасности. Она обеспечивает выполнение всего спектра задач от обнаружения до тушения пожаров различной сложности. Сегодня эта система внедряется для охраны объектов Минобороны, «Росатома» и ТЭК России. По своим возможностям «Тобол-П3» превосходит многие отечественные и успешно конкурирует с подобными зарубежными системами противопожарной защиты.

Противотаранный комплекс ПТК-2 / Фото www.eleron.ru

Система способна объединить в единое целое до 1024 пожарных приборов контроля и управления, каждый из которых может поддерживать работу до 4000 устройств (пожарные тепловые, дымовые, комбинированные, газовые, ручные и пр. извещатели). При этом АСПЗ может эксплуатироваться и решать задачи автономно.

В числе других изделий «Элерона» заслуживают внимания аппаратура для защиты информации, бронеизделия, комплексы защиты со стороны водной среды, системы телевизионного наблюдения и электроосвещения, другие разработки специального назначения.

Комплект средств мониторинга персонала и грузов Следопыт / Фото www.eleron.ru


Разработки СНПО «Элерон» неоднократно были удостоены наград и премий. В их числе Национальная премия «ЗУБР» (2004, 2010, 2012, 2013, 2014 гг.), а также «Надежный поставщик» (2014-2015 гг.), «Добросовестный поставщик» (2011-2013 гг.), «Гарантия качества и безопасности» (2010, 2012 гг.).

Более подробно с разработками «ФЦНИВТ «СНПО «Элерон» можно будет ознакомиться в экспозиции компании стенд 1B4 зал А на ХХ юбилейной Международной выставке средств обеспечения безопасности государства «ИНТЕРПОЛИТЕХ-2016», которая пройдет в период с 18 по 21 октября 2016 г. в Москве на территории ВДНХ (павильон 75)

МОСКВА, ОРУЖИЕ РОССИИ, Анатолий Соколов
www.arms-expo.ru

Элероны

Эта страница предназначена для учащихся колледжей, старших и средних школ. Для младших школьников более простое объяснение информации на этой странице: доступно на детской странице. Кликните сюда для описания управления полетом, или Здесь для обсуждения деталей самолета.

Элероны можно использовать для создания качение для самолета. Элероны - небольшие навесные секции на подвесном двигателе. часть крыла. Элероны обычно работают в оппозиции: как правый элерон отклоняется вверх, левый отклоняется вниз, наоборот. На этом слайде показано, что происходит, когда пилот отклоняет правый элерон. вверх и левый элерон вниз.

Элероны используются для крена самолета; заставить двигаться один конец крыла вверх, а другой конец крыла - вниз. Крен создает несбалансированный компонент боковой силы большая подъемная сила крыла что приводит к изменению траектории полета самолета. изгиб. (Самолеты поворачиваются из-за крена, создаваемого элеронами, а не из-за из ввод руля.

Элероны работают за счет изменения эффективной формы аэродинамического профиля. внешней части крыла.Как описано на слайде с эффектами формы, изменение угла отклонения в задней части профиля приведет к изменить количество подъемной силы, создаваемой фольгой. С большим отклонение вниз, подъемник будет увеличиваться в направлении вверх. Обратите внимание на этом слайде, что элерон на левом крыле, если смотреть от задней части самолета отклоняется вниз. Элерон на правое крыло отклонено вверх. Следовательно, подъемная сила на левом крыле увеличилась, а подъемная сила на правом крыле уменьшилась.Для обоих крыльев подъемная сила (Fr или Fl) секции крыла через элероны применяется на аэродинамический центр раздела, который некоторое расстояние (L) от самолета центр гравитации. Это создает крутящий момент

Т = F * L

о центре тяжести. Если силы (и расстояния) равны, чистый крутящий момент на самолет. Но если силы неравны, возникает чистый крутящий момент, и самолет вращается о его центре тяжести.Для условий, показанных на рисунке, результирующее движение покатит дрон вправо (по часовой стрелке), если смотреть со стороны тыл. Если пилот меняет отклонения элеронов (справа элерон вниз, левый элерон вверх) самолет будет катиться по противоположное направление. Мы решили назвать левое и правое крыло на основе вида из задней части самолета в сторону нос, потому что это направление, в котором смотрит пилот.

Давайте исследуем, как работают элероны, используя JavaScript. симулятор.

[Вы также можете проверить эффект крена самостоятельно, используя бумажный самолетик. Просто прорежьте несколько контрольных лапок на задней части обоих крыльев. Согните одну вкладку вверх, а другой - вниз, и вы увидите, как самолет катится, когда он полетел. Рулон будет в направлении оттянутого язычка. вверх. То же самое будет работать и на простом деревянном планере. Вкладки могут быть желтыми стикерами или липкой лентой, прикрепленной к крыльям.]

Когда вы путешествуете на авиалайнере, смотрите крылья во время поворотов.Пилот катит самолет в направлении поворота. Вы, наверное, удивитесь, насколько мало прогиба необходимо накренить большой авиалайнер. Но имейте в виду, что на некоторых авиалайнерах есть возможный источник путаницы. У нас есть здесь говорили о катании самолета с помощью пары элероны на самой задней кромке обоих крыльев, чтобы увеличить или уменьшите подъемную силу каждого крыла. На некоторых авиалайнерах самолет катится, убивая подъемник только на одном крыле за раз.Тарелка, называется спойлер, поднимается между передняя и задняя кромки крыла. Это эффективно меняет формы аэродинамического профиля, нарушает обтекание крыла и вызывает секции крыла, чтобы уменьшить его подъемную силу. Это приводит к несбалансированному усилие с другим крылом, которое вызывает крен. Авиалайнеры используют интерцепторы, потому что интерцепторы могут реагировать быстрее, чем элероны и требуют меньшего усилия для активации, но они всегда уменьшают общее количество подъемной силы для самолета.Интересная сделка! Ты можешь определить, использует ли авиалайнер интерцепторы или элероны, заметив где находится движущаяся часть. На заднем крае это элероны; между передней и задней кромками это спойлер. (Сейчас же Вы можете ослепить человека, сидящего рядом с вами в самолете!)

Вы можете просмотреть короткий фильм из "Орвилла и Уилбура Райтов", объясняющих, как деформация крыла использовался для катания своих самолетов. Файл фильма может можно сохранить на свой компьютер и просмотреть как подкаст на проигрывателе подкастов.


Действия:

Экскурсии с гидом

Навигация ..


Руководство для начинающих Домашняя страница

Элероны - SKYbrary Aviation Safety

Информация о товаре
Категория: Генерал
Источник контента: SKYbrary
Контроль содержания: ЕВРОКОНТРОЛЬ

Описание

Элероны - это основная поверхность управления полетом, которая управляет движением вокруг продольной оси самолета.Это движение называется «кувырком». Элероны прикреплены к внешней задней кромке каждого крыла и при ручном управлении или управлении автопилотом перемещаются в противоположных направлениях друг от друга. В некоторых крупных самолетах на каждом крыле установлено по два элерона. В этой конфигурации оба элерона на каждом крыле активны во время полета на малой скорости. Однако на более высокой скорости внешний элерон заблокирован, и работает только внутренний или высокоскоростной элерон.

B727 Поверхности управления полетом.Источник: Wikicommons. Происхождение: FAA (США)

Функция

Перемещение штурвала кабины пилота или ручки управления вправо приводит к тому, что элерон, установленный на правом крыле, отклоняется вверх, в то время как элерон на левом крыле отклоняется вниз. Отклонение правого элерона вверх уменьшает развал крыла, что приводит к уменьшению подъемной силы на правом крыле. И наоборот, отклонение вниз левого элерона приводит к увеличению развала и соответствующему увеличению подъемной силы на левом крыле.Разница в подъемной силе между крыльями приводит к крену самолета вправо. На некоторых самолетах элероны дополнены интерцепторами крена, установленными на верхней поверхности крыла.

Неблагоприятный рысканье

В приведенном выше функциональном примере увеличение развала левого крыла приводит к увеличению подъемной силы, но это, в свою очередь, также вызывает увеличение сопротивления. Это дополнительное сопротивление заставляет крыло немного замедляться, что приводит к вращению вокруг вертикальной оси, называемому рысканием.Чтобы преодолеть это рыскание и, таким образом, поддерживать скоординированный полет, требуется ввод руля направления при входе в поворот и выходе из него. Чтобы свести к минимуму количество неблагоприятных рысканий, возникающих во время разворота, инженеры разработали различные аэродинамические и механические решения, включая дифференциальные элероны и связанные элероны и руль направления.

Статьи по теме

Что такое элероны и как работают элероны?

Когда Уилбур и Орвилл Райт проектировали первый успешный самолет с двигателем, они знали, что им придется управлять подъемной силой крыльев, чтобы поддерживать самолет в горизонтальном положении.Чтобы катить самолет влево и вправо, они разработали систему, исключающую форму крыльев. Чтобы контролировать деформацию крыла, пилоту приходилось поворачивать бедрами в одну или другую сторону! Слава богу, был найден более удобный способ управлять большими самолетами, иначе пилоты должны были бы быть прекрасными танцорами!

Как работают элероны?

Большинство современных самолетов не деформируют крылья - вместо этого используются элероны. Элероны - это органы управления полетом, которые вращают самолет вокруг его продольной оси.

Элероны работают, создавая большую подъемную силу на одном крыле и уменьшая подъемную силу на другом, так что крыло с меньшей подъемной силой падает, а крыло с большей подъемной силой поднимается. Пилот перемещает элероны и катит самолет, поворачивая штурвал влево или вправо - танцев не требуется.

Что такое элероны?

Элероны - одно из трех основных средств управления полетом на самолете. Каждый из этих трех пилотных элементов управления изменяет направление полета самолета.Они перемещают самолет вокруг одной из трех осей полета. Три органа управления полетом и оси полета -

Ось управления полетом и полетом FAA

Органы управления полетом, включая элероны, рассматриваются в главе 6 Справочника пилотов по аэронавигационным знаниям FAA.

Как элероны работают на самолете?

Чтобы понять, как работают элероны, вы должны сначала немного понять, как крыло создает подъемную силу.

Крыло самолета имеет форму аэродинамического профиля, которая заставляет воздух, проходящий над крылом, двигаться быстрее, чем воздух под ним.Этот более быстро движущийся воздух оказывает меньшее давление. Более высокое давление под крылом попыталось восполнить более низкое давление, и, поскольку крыло мешает, оно поднимает самолет вверх.

Во время полета, если пилот хочет увеличить подъемную силу, он должен сделать хотя бы одно из двух. Им нужно летать быстрее, что увеличит разницу между более высоким и более низким давлением, увеличивая подъемную силу. Или им нужно увеличить угол атаки.

Угол атаки - это угол между линией хорды крыла и относительным ветром.Когда он увеличивается, крыло увеличивает подъемную силу. Линия хорды - это просто воображаемая линия, проведенная от передней кромки к задней кромке профиля.

Элероны работают, перемещая линию хорды. Когда элерон, установленный на задней кромке крыла, движется вниз, он меняет линию хорды. В результате угол атаки увеличивается в месте расположения элерона. Эта часть крыла создает больше подъемной силы, чем остальная часть.

Поскольку элероны установлены на внешних законцовках крыла, небольшая дополнительная подъемная сила заставит самолет поворачиваться или катиться от опущенного элерона.

На другой стороне самолета противоположный элерон движется вверх. Это изменение уменьшает угол атаки этого крыла, создавая меньшую подъемную силу, чем окружающее крыло. Кончик крыла опускается. В сочетании с движением другого элерона самолет быстро катится в ту или иную сторону.

С точки зрения пилота, когда ручка управления перемещается влево, левый элерон должен подниматься, а другой опускаться. При правом повороте правый элерон поднимается, а левый - вниз.

Неблагоприятный рысканье

Для конструктора самолетов большая проблема с элеронами заключается в том, как они работают.

Каждый раз, когда подъемная сила увеличивается за счет увеличения угла атаки, также создается большее сопротивление. Это сопротивление является побочным продуктом подъемной силы, и оно присутствует всегда. Это называется индуцированным сопротивлением.

В случае элеронов угол атаки увеличивается только на поднимающейся законцовке крыла. Эта сила заставит нос самолета отвернуться от поворота.Поскольку эта сила рыскания не помогает пилоту поворачиваться, это называется неблагоприятным рысканием.

Все элероны совершают резкий рыскание, но на некоторых самолетах он не очень заметен. Дизайнеры придумали несколько довольно хитрых способов минимизировать его. Например, некоторые элероны предназначены для добавления сопротивления приподнятому элерону. В результате обе стороны вызывают сопротивление, поэтому нос не движется ни в одном направлении.

Неблагоприятный рыскание - основная причина, по которой самолетам нужны рули направления. Руль направления - это средство управления полетом, которое поворачивает нос самолета влево или вправо.

Чтобы правильно выполнить разворот на самолете, пилот катит самолет штурвалом или ручкой управления и нажимает на педаль руля направления в том же направлении.

Элероны и закрылки

Многие путают элероны и закрылки. Оба элемента управления расположены на задних кромках крыльев и выглядят одинаково, но работают по-разному и используются для разных целей.

Закрылки также работают за счет изменения хорды крыла для увеличения угла атаки.Закрылки одинаково распространяются с каждой стороны самолета, поэтому подъемная сила увеличивается равномерно по размаху крыла. Они используются, чтобы помочь самолету лететь медленнее и помочь пилотам совершать крутые заходы на посадку в аэропорту, не увеличивая скорость полета.

Закрылки являются второстепенным средством управления полетом - они используются для лучшего управления подъемной силой и немного упрощают работу пилота. На большинстве самолетов закрылки не нужны для безопасного полета, но они помогают по-разному. Заслонки выдвигаются пошагово, и после установки они остаются неподвижными до тех пор, пока настройка заслонки не будет увеличена или уменьшена.

Элероны, с другой стороны, являются основными средствами управления полетом, необходимыми для управления самолетом. Они расположены на внешних частях крыльев. Когда одна опускается, другая поднимается. Они работают только тогда, когда органы управления перемещаются в кабине, так же как колеса двигаются, когда водитель поворачивает рулевое колесо автомобиля.

Редакционная группа Хороший вид на рулевые поверхности авиалайнера. Слева направо вы можете видеть элероны, внешний закрылки, флапероны и внутренние закрылки.

Некоторые самолеты объединяют два элемента управления в одну поверхность управления. Флапероны - это комбинированные закрылки и элероны. Их можно найти на некоторых самолетах, и хотя идея кажется сложной, она довольно проста. Вся работа сделана в конструкции самолета, поэтому из кабины пилоту нет никакой разницы. Чаще всего флапероны можно увидеть на авиалайнерах, потому что они созданы для того, чтобы летать как очень быстро, так и очень медленно.

Типы элеронов

Помимо упомянутых выше флаперонов, существует еще три основных типа элеронов.

Дифференциальные элероны рассчитаны на работу с разной величиной, поэтому поднятые элероны поднимаются больше, чем опускаемые элероны. Это создает паразитное сопротивление движущегося вниз крыла, которое равно индуцированному сопротивлению поднятого крыла. Это не устраняет неблагоприятного рыскания, но помогает.

Элероны

Fraise спроектированы таким образом, что небольшая часть поверхности управления также отклоняется вниз, создавая дополнительное сопротивление при движении поднятого элерона вверх. Опять же, эта конструкция добавляет паразитное сопротивление движущейся вниз законцовке крыла, чтобы уравновесить индуцированное сопротивление, создаваемое с другой стороны.

Последний тип конструкции элеронов - это когда органы управления между элеронами и рулем направления связаны. Когда пилот направляет элероны влево или вправо, серия пружин также оказывает давление на руль направления в этом направлении. Неблагоприятный рыскание по-прежнему присутствует, но рычажный механизм помогает пилоту противодействовать ему, слегка поворачивая руль направления.

Похожие сообщения

Спросите капитана: описание закрылков, элеронов и интерцепторов

Джон Кокс | Специально для США СЕГОДНЯ

Вопрос : В чем разница между закрылками, элеронами и интерцепторами? Когда они используются и что они делают?

- предоставлено читателем Билли Геллеписом, Лос-Анджелес

Ответ : Закрылки - это подвижные панели на задней кромке (задней) крыла, используемые для увеличения подъемной силы на более низких скоростях.Они используются при взлете и посадке.

Элероны - это панели рядом с концом крыла, которые перемещаются вверх и вниз, вызывая увеличение подъемной силы (при опускании) или уменьшение (при подъеме), позволяя пилоту повернуть самолет на желаемый угол крена или вернуться. от берега до уровня крыльев.

Спойлеры - это панели в верхней части крыла, уменьшающие подъемную силу. При использовании в полете интерцепторы можно использовать в дополнение к элеронам или вместо них для управления креном самолета, поднимая интерцепторы только на одном крыле.После приземления интерцепторы поднимаются на обоих крыльях, чтобы уменьшить подъемную силу, тем самым улучшая торможение и сцепление с взлетно-посадочной полосой.

Q : Используют ли пилоты руль направления и элероны для поворота самолета или только элероны? Это отличается от того, как автопилот выполняет поворот?

- Дамиан, Австралия.

A : Большинство самолетов используют комбинацию элеронов и бортовых интерцепторов для контроля крена. Современные реактивные самолеты имеют демпферы рыскания, которые используют необходимый руль направления для координации поворотов.Пилоты транспортных реактивных двигателей обычно не включают руль направления вручную во время обычных поворотов. Самолеты, такие как 737, не имеют прямого действия автопилота на руль направления, однако демпфер рыскания регулирует его по мере необходимости.

Q : Какие рулевые поверхности нужно подрезать во время полета? Как часто пилоты должны балансировать самолет во время полета?

A : В нормальном полете стабилизатор обрезан (на некоторых самолетах это может быть руль высоты). Это часто делается, обычно автопилотом, по мере изменения динамики полета.Элероны и руль направления можно триммировать, но такая регулировка выполняется не так часто.

Джон Кокс - капитан авиакомпании в отставке с US Airways и руководит собственной консалтинговой компанией по авиационной безопасности Safety Operating Systems.

Отклонение элеронов - обзор

6.3 Полуэмпирическое моделирование трехосного вращательного движения самолета

В предыдущем разделе мы продемонстрировали эффективность полуэмпирического подхода к моделированию ИНС динамических систем, применив его к задаче продольного угловое движение маневренного самолета.Эта задача относительно проста в силу малой размерности и, что более важно, за счет использования одноканального управления (канал тангажа, используется единая поверхность управления, а именно цельноподвижный стабилизатор). В этом разделе мы решаем гораздо более сложную задачу. Мы разработаем модель ИНС трехосного вращательного движения (с тремя одновременно используемыми элементами управления: стабилизатор, руль направления и элероны) и выполним идентификацию для пяти из шести неизвестных аэродинамических коэффициентов.

Как и в предыдущем случае, теоретической моделью решаемой задачи является соответствующая традиционная модель движения летательного аппарата, которая содержит некоторые факторы неопределенности.Чтобы устранить существующие неопределенности, мы формируем полуэмпирическую модель ИНС, которая включает пять модулей черного ящика, которые представляют коэффициенты нормальной и поперечной силы, а также коэффициенты момента тангажа, рыскания и крена, каждый из которых нелинейно зависит от нескольких параметров движение самолета. Эти пять зависимостей необходимо извлечь (восстановить) из имеющихся экспериментальных данных для наблюдаемых переменных динамической системы, т.е. нам необходимо решить задачу идентификации аэродинамических характеристик самолета.

Предлагаемый подход к определению аэродинамических характеристик летательного аппарата существенно отличается от традиционно принятого способа решения подобных задач. А именно, традиционный подход [7–11,23–29] основан на использовании линеаризованной модели возмущенного движения самолета. В этом случае зависимости для аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет, представляются в виде разложения в ряд Тейлора, усеченного после членов первого порядка (в редких случаях после членов второго порядка).В таком случае мы сводим решение задачи идентификации к восстановлению коэффициентов разложения Тейлора по экспериментальным данным. В этом разложении преобладающими членами являются частные производные безразмерных коэффициентов аэродинамических сил и моментов, относящихся к различным параметрам движения летательного аппарата (Czα, Cyβ, Cmα, Cmq и т. Д.). Напротив, полуэмпирический подход реализует восстановление соотношений для коэффициентов сил Cx, Cy, Cz и моментов Cl, Cn, Cm как целых нелинейных зависимостей из соответствующих аргументов.Мы проводим эту реконструкцию, не прибегая к разложению аэродинамических коэффициентов в ряд Тейлора. То есть оцениваются сами функции Cx, Cy, Cz, Cl, Cn, Cm, а не коэффициенты их разложения в ряд. Мы представляем каждую из этих зависимостей как отдельный модуль ИНС, встроенный в полуэмпирическую модель. Если производные Czα, Cyβ, Cmα, Cmq и т. Д. Требуются для решения некоторых задач, например, для анализа характеристик устойчивости и управляемости ЛА, их легко оценить с помощью соответствующих модулей ИНС, полученных в процессе создание полуэмпирической модели ИНС (см. также конец предыдущего раздела).

Исходная теоретическая модель полного углового движения самолета, использованная для разработки полуэмпирической модели ИНС, представляет собой традиционную для динамики полета самолета систему ОДУ [13–19]. Эта модель имеет следующий вид:

(6.6) {p˙ = (c1r + c2p) q + c3L¯ + c4N¯, q˙ = c5pr − c6 (p2 − r2) + c7M¯, r˙ = (c8p− c2r) q + c4L¯ + c9N¯,

(6.7) {ϕ˙ = p + qtan⁡θsin⁡ϕ + rtan⁡θcos⁡ϕ, θ˙ = qcos⁡ϕ − rsin⁡ϕ, ψ˙ = qsin⁡ϕcos ⁡Θ + rcos⁡ϕcos⁡θ,

(6.8) {α˙ = q− (pcos⁡α + rsin⁡α) tan⁡β + 1mVcos⁡β (−L + mg3), β˙ = psin⁡α− rcos⁡α + 1 мВ (Y + mg2),

(6.9) {Te2δ¨e = −2Teζeδ˙e − δe + δeact, Ta2δ¨a = −2Taζaδ˙a − δa + δaact, Tr2δ¨r = −2Trζrδ˙r − δr + δract.

Для данной модели используются следующие обозначения: p , r , q - угловые скорости крена, рыскания и тангажа, град / с; ϕ , ψ , θ - углы крена, рыскания и тангажа, град; α , β - углы атаки и скольжения, град; δe, δr, δa - углы отклонения управляемого стабилизатора, руля направления и элеронов, град; δ˙e, δ˙r, δ˙a - угловые скорости отклонения управляемого стабилизатора, руля направления и элеронов, град / с; V - скорость полета, м / с; δeact, δract, δaact - командные сигналы на исполнительные механизмы управляемого стабилизатора, руля направления и элеронов, град; Te, Tr, Ta - постоянные времени исполнительных механизмов управляемого стабилизатора, руля направления и элеронов, с; ζe, ζr, ζa - относительные коэффициенты демпфирования для исполнительных механизмов управляемого стабилизатора, руля направления и элеронов; D , L , Y - сопротивление, подъемная сила и боковые силы; L¯, M¯, N¯ - моменты крена, тангажа и рыскания; м - масса самолета, кг.

Коэффициенты c1,…, c9 в (6.6) определяются следующим образом:

c0 = IxIz − Ixz2, c1 = [(Iy − Iz) Iz − Ixz2] / c0, c2 = [(Ix − Iy + Iz ) Ixz] / c0, c3 = Iz / c0, c4 = Ixz / c0, c5 = (Iz − Ix) / Iy, c6 = Ixz / Iy, c7 = 1 / Iy, c8 = [Ix (Ix − Iy) + Ixz2] / c0, c9 = Ix / c0,

где Ix, Iy, Iz - моменты инерции ЛА относительно осевой, боковой и нормальной осей, кг⋅м 2 ; Ixz, Ixy, Iyz - центробежные моменты инерции ЛА, кг⋅м 2 .

Аэродинамические силы D , L , Y дюйм (6.7) и моменты L¯, M¯, N¯ в (6.6) определяются соотношениями следующего вида:

(6.10) {D = −X¯cos⁡αcos⁡β − Y¯sin⁡β − Z ¯sin⁡αcos⁡β, Y = −X¯cos⁡αsin⁡β + Y¯cos⁡β − Z¯sin⁡αsin⁡β, L = X¯sin⁡α − Z¯cos⁡α,

(6.11 ) {X¯ = qpSCx (α, β, δe, q), Y¯ = qpSCy (α, β, δr, δa, p, r), Z¯ = qpSCz (α, β, δe, q),

(6.12) {L¯ = qpSbCl (α, β, δe, δr, δa, p, r), M¯ = qpSc¯Cm (α, β, δe, q), N¯ = qpSbCn (α, β, δe , δr, δa, p, r).

Переменные g1, g2, g3, необходимые в (6.8), представляют собой проекции ускорения свободного падения на оси ветровой рамы, м / с 2 , т.е.е.,

(6.13) {g1 = g (−sin⁡θcos⁡αcos⁡β + cos⁡ϕcos⁡θsin⁡αcos⁡β + sin⁡ϕcos⁡θsin⁡β), g2 = g (sin⁡θcos⁡αsin ⁡Β − cos⁡ϕcos⁡θsin⁡αsin⁡β + sin⁡ϕcos⁡θcos⁡β), g3 = g (sin⁡θsin⁡α + cos⁡ϕcos⁡θcos⁡α).

Кроме того, в уравнениях. В формулах (6.11), (6.12) используются следующие обозначения: X¯, Y¯, Z¯ - аэродинамические осевые, поперечные и нормальные силы; S - площадь крыла самолета, м 2 ; b , c¯ - размах крыла и средняя аэродинамическая хорда крыла, м; qp - динамическое давление воздуха, кг⋅м −1 с −2 .Кроме того, Cx, Cy, Cz обозначают безразмерные коэффициенты осевых, поперечных и нормальных сил, а Cl, Cm, Cn обозначают безразмерные коэффициенты моментов крена, тангажа и рыскания. Все эти аэродинамические коэффициенты являются нелинейными функциями своих аргументов, как указано в (6.11) и (6.12).

Следует отметить, что зависимости коэффициентов аэродинамических сил и, особенно, аэродинамических моментов от их соответствующих аргументов сильно нелинейны в интересующей области, что значительно усложняет процесс определения аэродинамических характеристик маневренного самолета. .В качестве примера на рис. 6.8 показано сечение гиперповерхности, заданное функцией Cm = Cm (α, β, δe, q) при δe∈ {−25,0,25} deg, q = 0 deg. / сек в области α∈ [−10,45] deg, β∈ [−30,30] deg.

Рисунок 6.8. Сечения гиперповерхности C м = C м ( α , β , δ e , q ) для нескольких значений δ 9023 ). e при q = 0 град / сек, V = 150 м / сек в пределах области α ∈ [-10,45] градусов, β ∈ [-30,30] град.

Маневренный самолет F-16 рассматривается как пример моделируемого объекта. Исходные данные для него взяты из отчета [20], в котором представлены экспериментальные результаты, полученные при испытаниях в аэродинамических трубах.

Для моделирования были приняты следующие частные значения соответствующих переменных в (6.6) - (6.13): масса самолета m = 9295,44 кг; размах крыла b = 9,144 м; площадь крыла S = 27,87 м 2 ; средняя аэродинамическая хорда крыла c¯ = 3,45 м; моменты инерции Ix = 12874.8 кг⋅м 2 , Iy = 75673,6 кг⋅м 2 , Iz = 85552,1 кг⋅м 2 , Ixz = 1331,4 кгм 2 , Ixy = Iyz = 0 кг⋅м 2 ; место центра тяжести составляет 5% средней аэродинамической хорды; постоянные времени исполнительных механизмов Te = Tr = Ta = 0,025 с; относительные коэффициенты демпфирования для исполнительных механизмов равны ζe = ζr = ζa = 0,707.

Во время переходных процессов углового движения ЛА скорость V и высота полета H существенно не изменяются.Таким образом, мы предполагаем их постоянными и не включаем в модель соответствующие уравнения, описывающие поступательное движение. В проведенных экспериментах использовались следующие постоянные значения: высота над уровнем моря H = 3000 м; скорость полета V = 147,86 м / сек. Соответственно, другие переменные, которые зависят только от констант V и H , имеют следующие значения: ускорение свободного падения g = 9,8066 м / с 2 ; плотность воздуха ρ = 0,8365 кг / м 3 ; местная скорость звука a = 328.5763 м / сек; число Маха набегающего потока M0 = 0,45; динамическое давление воздуха qp = 9143,6389 кг⋅м −1 сек −2 .

В модели (6.6) - (6.9) 14 переменных p , q , r , ϕ , θ , ψ , α , β , δe, δr, δa, δ˙e, δ˙r, δ˙a представляют состояние управляемого объекта, а три другие переменные δeact, δract, δaact представляют собой элементы управления. Значения управляющих переменных ограничены следующими диапазонами: δeact∈ [−25,25] deg, δract∈ [−30,30] deg, δaact∈ [−21.5,21,5] град для командных сигналов на исполнительные механизмы управляемого стабилизатора, руля направления и элеронов соответственно.

В процессе генерации обучающей выборки, а также при тестировании финальной полуэмпирической модели ИНС управляющие воздействия применялись к ЛА одновременно по всем трем каналам (руль высоты, руль направления, элероны). Мы использовали полигармонические сигналы возбуждения δeact, δract, δaact для генерации обучающей выборки и случайные сигналы возбуждения для генерации тестовой выборки.

Вычислительные эксперименты для модели (6.6) - (6.9) проводились на интервале времени t∈ [0,20] сек на этапе обучения модели ИНС и на интервале t∈ [0,40] сек при тестировании. фаза. В обоих случаях мы использовали период дискретизации Δt = 0,02 с и вектор частично наблюдаемого состояния y (t) = [α (t); β (t); p (t); q (t); r (t)] T . Выход системы y (t) искажается аддитивным гауссовым шумом со стандартным отклонением σα = σβ = 0,02 градуса, σp = 0,1 град / сек, σq = σr = 0,05 град / сек.

Как в предыдущем примере (раздел 6.2), мы будем использовать стандартное отклонение аддитивного шума, влияющего на выход системы, в качестве целевого значения ошибки моделирования. Мы выполняем обучение нейронной сети LDDN с использованием алгоритма Левенберга – Марквардта для минимизации целевой функции среднеквадратической ошибки, оцененной на обучающем наборе данных {yi}, i = 1,…, N, который был получен с использованием исходной теоретической модели (6.6) - (6.9). Матрица Якоби вычисляется с использованием алгоритма RTRL [22]. Стратегия обучения для модели ИНС была основана на сегментации обучающей выборки, рассмотренной в главе 5.

Структурная схема полуэмпирической модели, соответствующей системе (6.6) - (6.9), довольно громоздка и поэтому здесь не показана. Эта схема концептуально аналогична схеме, показанной на рис. 6.5; однако он включает в себя гораздо большее количество элементов и связей между ними. Большинство этих элементов соответствуют дополнительным членам исходной теоретической модели и не содержат неизвестных настраиваемых параметров. Кроме того, модель ИНС системы (6.6) - (6.9) содержит пять модулей ИНС типа черного ящика, которые представляют неизвестные зависимости для восстанавливаемых коэффициентов аэродинамических сил и моментов (Cy, Cz, Cl, Cn, Cm), по сравнению только с двумя модулями (Cz, Cm) для системы (6.5).

Важно отметить, что, поскольку мы рассматриваем задачу моделирования короткопериодного углового движения ЛА, мы можем считать высоту H и воздушную скорость V постоянными (эти переменные существенно не изменяются во время переходного процесса). ). Это предположение позволяет нам сократить исходную теоретическую модель, исключив дифференциальные уравнения поступательного движения самолета, а также уравнения, описывающие динамику двигателя. Однако это также приводит к отсутствию возможности эффективно управлять скоростью самолета с помощью тяги двигателя или отклонения воздушного тормоза.Таким образом, мы не можем получить репрезентативную тренировочную выборку для коэффициента осевой силы Cx, используя только отклонения стабилизатора, руля направления и элеронов. Чтобы решить эту проблему, мы сначала обучаем модуль ИНС для Cx напрямую, используя данные аэродинамической трубы [20], отдельно от всей модели. Затем мы встраиваем этот модуль ИНС в полуэмпирическую модель и «замораживаем» ее параметры (т.е. запрещаем их изменение во время обучения модели). Наконец, мы проводим обучение полуэмпирической модели для одновременной аппроксимации неизвестных функций Cy, Cz, Cl, Cm, Cn. 1

Если мы расширим исходную теоретическую модель (6.6) - (6.9), добавив уравнения поступательного движения летательного аппарата, а также уравнения, описывающие динамику двигателя, становится возможным восстановить все шесть функций Cx, Cy, Cz, Cl, Cm, Cn путем обучения полуэмпирической модели ИНС. Эта проблема концептуально аналогична, хотя обучение модели занимает несколько больше времени из-за повышенной размерности.

Как уже отмечалось, для обеспечения адекватности создаваемой полуэмпирической модели ИНС нам требуется репрезентативный (информативный) обучающий набор, который описывает реакцию моделируемого объекта на управляющие сигналы из заданного диапазона.Эти ограничения на значения управляющих сигналов, в свою очередь, приводят к ограничениям на значения переменных состояния, которые описывают систему. Адекватность разработанной модели 2 может быть обеспечена только в пределах соответствующей области значений для переменных управления и состояния, которая формируется упомянутыми выше ограничениями.

В вычислительных экспериментах контрольные переменные δeact, δract, δaact принимали значения в пределах интервалов, указанных в таблице 6.4, как для фазы обучения (полигармонический контрольный сигнал), так и для фазы тестирования (случайный контрольный сигнал).Соответствующие интервалы для значений переменных состояния p , q , r , ϕ , θ , ψ , α , β также включены в таблицу 6.4.

Таблица 6.4. Диапазоны переменных в модели (6.6) - (6.9).

Переменные Обучающий набор Тестовый набор
мин. макс. мин. макс.
α 3.8405 6.3016 3.9286 5.8624
β −1.9599 1.7605 −0.4966 0.9754
0.9754
0.9754
11.8683
q −3.0298 3.1572 −1.2555 3.6701
r −4.6205 4,1017 −0,9682 4,1661
δ e −7,2821 −4,7698 −7.274656 003 −7.274656
8.0454 −39.4708 36.8069
δ a −1.2714 1.2138 −2.0423
52
6 6 6 9005 −2.0423 14
6 66386 8.7046 −56.8323 48.9997
δ r −2.5264 1.7844 −1.7308 1.7844 −1.7308 r 17,8579 −1 003 003,0 0044
−48,6391 58,5552
ϕ −22,3955 7,7016 0 59,6928
3013 −20,8143 3.8094
ψ −11,9927 0 −0,0099 98,5980
δeact
δaact -1,2518 1,1944 -1,4145 0,7694
δract -2,4772 1,7321 -1,3140 1 .0004

Чтобы расширить эти диапазоны значений для переменных управления и состояния до всей рабочей области моделируемой системы, мы должны разработать соответствующие алгоритмы для генерации модели. Один из подходов к решению этой проблемы основан на методах инкрементального обучения для модели ИНС [30,31]. При таком подходе сначала проектируется только ядро ​​модели, обеспечивающее требуемую точность в некотором подпространстве рабочей области, а затем область модели итеративно расширяется, сохраняя при этом поведение в пределах предыдущей подобласти.

Этот алгоритм был успешно применен к задаче идентификации аэродинамических коэффициентов для пяти неизвестных коэффициентов Cy, Cz, Cl, Cm, Cn и горизонта прогнозирования 1000-временного шага. Результаты вычислительного эксперимента для этой задачи представлены в таблице 6.5 и на рис. 6.9 и 6.10.

Таблица 6.5. Ошибка моделирования на тестовой выборке полуэмпирической модели на разных этапах обучения.

9056

03

03

09

Горизонт прогноза MSE α MSE β MSE p MSE r 9045
2 0.1376 0,2100 1,5238 0,4523 0,4517
4 0,1550 0,0870 0,5673 0,2738 0,407 0,2738 0,407 0,3973
9 0,1316 0,0183 0,1751 0,0530 0,2931
14 0.0533 0,0109 0,1366 0,0300 0,1116
21 0,0171 0,0080 0,0972 0,0193 0,0399 0,0193 0,0399 0,0399

Рисунок 6.9. Оценка обобщающей способности модели ИНС после последней фазы обучения в 1000 шагов: E α , E β , E p , E r , E q - ошибки предсказания для соответствующих наблюдаемых переменных; прямыми линиями на трех верхних подграфах показаны значения контрольных переменных, соответствующие тестовым маневрам (Из [4], используется с разрешения Московского авиационного института).

Рисунок 6.10. Значения ошибки воспроизведения для значений C y , C z , C l , C n m согласно реконструированным для них зависимостям при тестировании полуэмпирической модели (см. диапазоны этих значений, полученные при тестировании) (Из [4], используется с разрешения Московского авиационного института).

Анализ полученных результатов моделирования позволяет сделать следующие выводы.

Важнейшей характеристикой созданной модели является ее способность к обобщению. Для моделей нейронных сетей это обычно означает способность модели обеспечивать желаемую точность не только для данных, используемых для обучения модели, но и для любых значений входных данных (в данном случае переменных управления и состояния) в пределах интересующая область. Этот тип проверки выполняется на наборе тестовых данных, который охватывает вышеупомянутую область и не совпадает с набором данных обучения.

Успешное решение задачи моделирования и идентификации должно гарантировать, во-первых, что требуемая точность моделирования достигается во всей области, представляющей интерес для модели, и, во-вторых, чтобы аэродинамические характеристики самолета были приближены к желаемой точности.

Из результатов, представленных на рис. 6.9 и в таблице 6.5, можно сделать вывод, что первая из этих проблем успешно решена. Рис. 6.9 демонстрирует, что ошибки предсказания для всех наблюдаемых переменных незначительны и что эти ошибки очень медленно растут со временем, что указывает на хорошие свойства обобщения модели ИНС.А именно, модель не «разваливается» при достаточно большом горизонте прогноза.

Тестирование проводилось для горизонта прогноза 40 с, что является достаточно большим временным интервалом для задачи моделирования короткопериодного движения ЛА. Подчеркнем, что модель тестировалась в достаточно жестких условиях. Из рис. 6.9 видно, что очень активная работа выполняется рулями ЛА (управляемый стабилизатор, руль направления, элероны), выражающаяся в частом изменении величины командных сигналов δeact, δract, δaact для исполнительных механизмов рулевых поверхностей. .В этой ситуации существует значительная разница между соседними значениями командных сигналов, которые были сгенерированы случайным образом. Целью этого метода генерации тестовых наборов данных является обеспечение широкого разнообразия состояний моделируемой системы (чтобы как можно более равномерно и плотно охватить все пространство состояний системы), а также различные изменения в соседних состояниях во времени (чтобы достоверно отразить в модели ИНС динамику моделируемой системы).Дополнительным усложняющим фактором является то, что последующее входное возмущение воздействует на самолет до того, как прекратятся переходные процессы от одного или нескольких предыдущих возмущений.

Рис. 6.9 характеризует итоговую модель после того, как процедура обучения уже завершена. Данные, представленные в таблице 6.5, позволяют проанализировать динамику точности этой модели в процессе обучения.

Точность модели определяется тем, насколько точно восстанавливаются нелинейные функции, которые представляют аэродинамические характеристики самолета.Данные на рис. 6.9 характеризуют общий эффект, который ошибки этих аппроксимаций функций оказывают на точность предсказаний траектории, даваемых моделью. Эти результаты можно считать вполне удовлетворительными. Однако также представляет интерес проанализировать, насколько точно решена задача идентификации аэродинамических характеристик.

Чтобы ответить на этот вопрос, нам нужно выделить модули ИНС, соответствующие аппроксимированным функциям Cy, Cz, Cl, Cn, Cm, а затем сравнить полученные ими значения с доступными экспериментальными данными [20].Интегральные оценки точности можно получить, например, с помощью функции RMSE. В приведенных выше экспериментах мы имеем следующие оценки ошибок: RMSE = Cy5.4257⋅10-4, RMSE = Cz9.2759⋅10-4, RMSE = Cl2.1496⋅10-5, RMSE = Cm1.4952⋅10-4. , RMSE = Cn1.3873⋅10−5. Значения ошибки воспроизведения для функций Cy, Cz, Cl, Cn, Cm для каждого момента времени при тестировании полуэмпирической модели показаны на рис. 6.10.

Повышение эффективности элеронов на основе изменения положения соединителей элеронов

В этой статье была исследована концепция конструкции элеронов с фиксированным соединителем и подвижным соединителем в связи с повышением эффективности элеронов.Как обычно, реверс элеронов или явление блокировки многосуставных неподвижных элеронов - это крепкий орешек. В настоящем исследовании с целью повышения эффективности элеронов изучается несколько примеров. Положение соединения влияет на напряжение, смещение, распределение нагрузки и эффективность управления элеронами или критическую скорость флаттера. Из-за различий в положениях шарниров меняется и жесткость соединения крыло-элероны. Образец балки показывает снижение веса. Моделирование пластины указывает на меньшую деформацию и лучшее распределение нагрузки.Триммер элеронов демонстрирует улучшение эффективности элеронов. И скорость флаттера вкупе с элеронами другая. Все эти примеры показывают осуществимость этой новой концепции конструкции элеронов, что означает повышение эффективности элеронов за счет изменения положения соединителей элеронов. Наконец, для справки предлагаются три различных режима соединения крыло-элероны.

1. Введение

Элерон - это шарнирная поверхность управления полетом, обычно образующая часть задней кромки каждого крыла самолета с неподвижным крылом.Элероны используются попарно для управления самолетом по крену или комбинирования руля высоты для дифферента по тангажу самолета, что обычно приводит к изменению траектории полета из-за наклона вектора подъемной силы. Элероны довольно часто располагаются около законцовки крыла, но иногда могут располагаться и около корня крыла. Современные большие транспортные самолеты (например, бомбардировщик Boeing B-2) также имеют на крыльях вторую пару элеронов, и для описания этих положений используются термины «внешний элерон» и «внутренний элерон» соответственно.

С развитием системы руля появилось несколько комбинированных типов элеронов. Комбинация элерона и закрылка называется флапероном, который выполняет функции как элеронов, так и закрылков. Элероны объединены с лифтами, образуя элевон, применяемый на самолетах с треугольным крылом. Некоторые высокоскоростные самолеты оснащены внутренними элеронами для уменьшения крутильной деформации крыльев, вызванной отклонением элеронов. Поэтому внутренние элероны еще называют высокоскоростными элеронами.

В процессе проектирования элерона необходимо определить четыре параметра. Это площадь элеронов в плане, хорда / размах элеронов, максимальное отклонение элеронов вверх и вниз и расположение внутренней кромки элеронов вдоль размаха крыльев. Согласно статистике, около 5-10 процентов площади крыла отведено под элероны, отношение элеронов к хорде крыла составляет около 15-25 процентов, отношение элеронов к размаху крыльев составляет около 20-30 процентов, а размах внутреннего элерона составляет от 60 до 80 процентов размаха крыла.

Некоторые самолеты при полете со скоростью, близкой к максимальной, подвергаются важному аэроупругому явлению. Никакая реальная конструкция не является идеально жесткой и обладает статической и динамической гибкостью. Крылья обычно производятся из аэрокосмических материалов, таких как алюминий и композитные материалы, и имеют гибкие конструкции. Эта гибкость приводит к тому, что крыло не может сохранять свою геометрию и целостность, особенно при выполнении высокоскоростных полетов. Это явление, называемое реверсом элеронов, отрицательно влияет на эффективность элеронов.

Обычно, чтобы избежать этой ситуации, часто повышают жесткость поверхности элеронов или увеличивают количество опорных соединений для элеронов. Это не только увеличит вес конструкции элеронов, но и за счет использования многосуставных фиксированных элеронов, таких как General Dynamics F-16 Fighting Falcon с коротким размахом крыла и большим элероном, ось вала элеронов также будет изогнута, что повлияет на гибкость работы и даже на явление заклинивания, когда крыло деформируется в полете.Однако в самолете с большим размахом крыла и несколькими небольшими элеронами, например B-2, он может предотвратить явление блокировки.

С тех пор многие ученые и эксперты были заняты проектированием элеронов, такими как снижение веса элеронов и повышение эффективности элеронов.

В прошлом веке многие авторы представили концепцию активного управления элеронами и преобразование контроллеров элеронов крыла из двумерного крыла в трехмерное. Джейкобс [1] исследовал эффективность элеронов для дозвуковых энергоэффективных транспортных моделей со сверхкритическим крылом с большим удлинением.Он первым предложил, чтобы элероны были спроектированы как предварительная концепция активного управления с уменьшением порывов ветра, уменьшением маневренной нагрузки и системой подавления флаттера. После этого Suleman et al. [2] представили результаты испытаний в аэродинамической трубе трехмерной адаптивной конструкции крыла. Аэроупругие характеристики крыла с использованием традиционных методов аэродинамического управления сравнивались с результатами, полученными с использованием пьезоэлектрических приводов, прикрепленных к обшивке крыла.Спустя 10 лет Pankonien et al. [3] указали, что интеллектуальные материалы широко применялись для преобразования аэрокосмических конструкций, улучшения характеристик и снижения веса и механической сложности по сравнению с обычными приводами. Годом позже Pankonien et al. [4] предложили концепцию Synergistic Smart Morphing Aileron (SSMA), которая сочетает в себе быстрое, конформное срабатывание макроволоконных композитов (MFC) с высокой удельной работой сплавов с памятью формы (SMA). Кроме того, SSMA продемонстрировал способность смягчать аэроупругие эффекты и разделение потока вблизи сваливания за счет нового рефлекторного срабатывания.В том же году Koreanschi et al. [5] разработали трансформируемую систему крыло с элеронами. Методы изменения формы элеронов были оценены ими в соответствии с улучшением коэффициента подъемной силы и задержкой отрыва пограничного слоя. Макаров и Павленко [6] использовали вычислительную гидродинамику для моделирования поля течения над несколькими вариантами элерона на крыле с большой подъемной силой. Получен коэффициент шарнирного момента. А затем Винсент и Ботез [7] продемонстрировали мультидисциплинарный проект по управлению элеронами с изменяющимся крылом.

Что касается системы управления ракетой, Джонсон и Линд [8] продемонстрировали движение модели во многих АЛЬФА / БЕТА-ориентациях, в то время как система управления автоматически отсекла три основных момента. Также были созданы карты дифферента нормальных, боковых и осевых сил, а также команды тангажа, рыскания и крена, необходимые для дифферента.

Что касается управления БПЛА и МАВ, Селлерс и Кордер [9] показали, что был выполнен полный проход под большим углом атаки, чтобы установить положение дифферента для всех поверхностей управления; Халланд и Мейсон [10] продемонстрировали, что основным пилотажным маневром полета, из которого могут быть получены другие маневры, был крен элеронов.

В соответствии с конструкцией элеронов транспортного самолета, Пратипан и Брюс [11] указали, что свободнонесущее крыло с управляющей поверхностью элеронов было спроектировано, и его влияние на аэродинамические и конструктивные характеристики было рассчитано.

Наконец, Эльхам и ван Турен [12] представили конструкцию кессона крыла коммерческого самолета, и ими было исследовано влияние эффективности элеронов на нее.

Вышеупомянутые исследования рассмотрели управление элеронами, функции и тесты, а также обсудили некоторые преимущества и недостатки.В текущем исследовании основное внимание уделялось изменению местоположения шарниров элеронов для достижения максимальной эффективности элеронов.

2. Статический и динамический анализ аэроупругости элеронов

Управляющая сила или момент элерона зависит от высоты (плотности воздуха), скорости и перегрузки (ускорения) полета самолета. Манипуляция элеронами каждый раз попадает в пределы полетного диапазона. При этом полет самолета свободен от флаттера в зоне полета при отклонении рулевых поверхностей.

2.1. Статический аэроупругий трим

В общем, статический аэроупругий анализ имеет три подхода. Здесь представлены два из них, а именно метод соответствия и модальный метод.

2.1.1. Метод соответствия

Коэффициент влияния гибкости поверхности крыла получают с помощью метода структурных конечных элементов. На основе баланса между упругой силой системы конструкции крыла и установившейся аэродинамической силой установлено характеристическое уравнение анализа статической дивергенции методом гибкости.Статическое уравнение аэроупругости этого метода может быть выражено как где - вектор деформации контрольных точек аэродинамической сетки, - матрица преобразования, которая преобразует вектор смещения структурного узла, - матрица коэффициентов влияния податливости, основанная на узлах, - матрица транспонирования, - матрица установившихся коэффициентов аэродинамического влияния, - матрица преобразования, - расходящееся динамическое давление, - единичная матрица.

При решении характеристического уравнения (1) можно найти максимальное собственное значение матрицы,,, обратное значение которого является критическим расходящимся динамическим давлением.

2.1.2. Модальный метод

Модальный метод выбирает суперпозицию необходимых первых нескольких собственных мод (при условии гарантии точности) для описания деформации поверхности крыла, которая отличается от вектора деформации физического смещения узлов, выбранных гибкостью. метод. Характеристическое уравнение анализа статической дивергенции здесь: где - обобщенная матрица жесткости, - сгенерированная матрица установившихся коэффициентов аэродинамического влияния и - обобщенная матрица координат.

При решении характеристического уравнения (2) находится минимальное собственное значение матрицы, которое является критическим расходящимся динамическим давлением.

2.2. Симметричный продольный дифферент

Различные варианты дифферента по тангажу для элерона и руля высоты перечислены в таблице 1.


Случаи Коэффициент нагрузки Скорость полета (Мах) Высота полета ( футов)

1 1g 0.6 12000
2 1 г 1,2 300
3 1 г 1,2 12000
4 4g
2.3. Антисимметричный триммер поворота

На следующей диаграмме (см. Рисунок 1) показан типичный триммер элерона по крену.


2.4. Эффективность элеронов

Факторами, влияющими на конструкцию элеронов, являются требуемый шарнирный момент, эффективность элеронов, аэродинамика и балансировка массы, геометрия закрылков, конструкция самолета и стоимость. Одним из наиболее важных факторов является эффективность элеронов, которая является мерой того, насколько эффективно отклонение элеронов создает желаемый момент качения или тангажа.

Эффективность элеронов определяется следующим образом: где - коэффициент момента крена или тангажа самолета, - угол отклонения элеронов, индекс e представляет упругость, а индекс r представляет жесткость.

В предыдущих исследованиях мы наблюдали взаимосвязь между эффективностью элеронов и скоростью полета (см. Рисунок 2), когда угол отклонения элеронов был фиксированным.


Также мы увидели взаимосвязь между эффективностью элеронов и высотой полета (см. Рисунок 3), поскольку угол отклонения элеронов был фиксированным.


Из рисунка 3 видно, что при увеличении высоты полета эффективность элеронов также увеличивается. Однако по мере увеличения скорости полета эффективность элеронов снижается.

2,5. Анализ флаттера

Собственные характеристики всей конструкции, вызванные слабой жесткостью опоры элеронов, неизбежно приведут к разрушению флаттера или расхождения.

В настоящем исследовании с помощью метода P-K вычисляются скорости флаттера, которые можно записать как где - собственное значение, равное (безразмерному Лапласу), - обобщенная матрица масс, - обобщенная матрица жесткости, - вектор обобщенных координат, - летное динамическое давление.

Используя уравнение флаттера для вычисления скорости флаттера, можно использовать графики зависимости для определения скорости (ей) флаттера (где демпфирование проходит от нуля до положительных значений).

3. Влияние мест соединений на жесткость опоры

Как известно, разница в жесткости опоры влияет на распределение нагрузок. В настоящем исследовании это продемонстрируют несколько примеров.

3.1. Пример уменьшения веса

Сплошная балка была длиной 3 метра с радиусом 0.006 г. Материал - сталь, плотность 7800 кг / м 3 , модуль Юнга 2,1 E 10 11 , коэффициент Пуассона 0,3. Нагрузка 200 Н прикладывалась к левому концу, а другая 100 Н прикладывалась к правому концу. В случае 1 неподвижная опора располагалась посередине. В случае 2 неподвижная опора находилась на 1/3 ее площади. На рисунке 4 показаны два случая.


Посредством статического анализа и расчетов мы можем увидеть рисунок 5.


Как видно из рисунка 5, наибольшее напряжение в случае 1 возникает на центральном ограничении со значением 1710 МПа, а максимальное напряжение Напряжение Варианта 2 составляет 1/3 от него, что составляет 1180 МПа.Причина указана следующим образом: в случае 2 момент точно уравновешен в точке ограничения, и существует только сила сдвига 300 Н. Но в случае 1 существует не только сила сдвига в точке ограничения, но и неуравновешенный изгибающий момент, поэтому напряжение больше, чем в случае 2.

А затем радиус балки в случае 2 был изменен на 0,00529. m и Case 1 остались без изменений. Статический анализ не проводился. Результаты приведены на следующем рисунке 6.


Как видно из рисунка 6, наибольшее напряжение в случае 1 возникает на центральном ограничении со значением 1710 МПа.Однако в случае 2 максимальное напряжение достигает 1720 МПа в фиксированной точке. На данный момент максимальное напряжение двух балок почти одинаково, но радиус балки в случае 1 составляет 0,006 м, а в случае 2 - 0,00529 м, поэтому вес в случае 2 уменьшается на 22,66%.

3.2. Пример распределения нагрузки на опору

В статическом анализе использовались две пластины одинакового размера и толщины. И материалы были похожи. Положение нагрузки и приложенные силы к этим двум пластинам были идентичны, за исключением того, что ограниченные положения на левой стороне были разными.Фиксированные точки в случае 1 находились на одной четверти и трех четвертях левой стороны, в то время как в случае 2 они были расположены на одной трети и двух третях. На рисунке 7 показаны МКЭ и граничные условия.


После статического анализа сравниваемые результаты показаны в таблице 2.

От

Случай Напряжение (МПа) Смещение (мм) Соединение 1 (Н) Соединение 2 (N)

1 435 6.26 21310 58690
2 439 8,83 6020 73980

Таблица

стресс Вариант 1 имеет рабочий объем примерно на 29 процентов меньше, чем Вариант 2; в случае 1 опорные нагрузки двух сочленений распределены разумно, и все они имеют одинаковую величину, а распределение нагрузок в случае 2 не является разумным, в котором их соотношение нагрузок более чем в 3 раза.

3.3. Пример эффективности элеронов

В крыле использовалась двухбалочная конструкция, имеющая 19 нервюр. Полуразмах крыла более 10 м. Для его выражения использовалась GFEM (глобальная модель конечных элементов). См. Рис. 8.


В этой модели было шесть потенциальных соединений (см. Рис. 9).


Из рисунка 9 крыло было соединено с элероном балочными элементами. Была освобождена вращательная глубина резкости лучей вдоль оси элеронов.

3.3.1. Статический аэроупругий симметричный триммер элерона

Предполагается, что соединение крыла и элерона будет иметь триммер по тангажу, который аналогичен функции элевона. Носовая часть крыла поддерживалась симметрично (в этой модели мы ограничивали 2, 4 и 6 направлений), когда выполнялся статический аэроупругий триммер.

Аэродинамические сетки основной поверхности крыла, элеронов и закрылка показаны на рисунке 10, которые соединены с соответствующими конструкциями.Также были определены ось вращения и рабочая поверхность элерона.


Определены скорость полета и плотность воздуха, а также задан угол отклонения элерона. В соответствии с различными положениями соединения между крылом и элероном, на рисунках 11–13 было построено три корпуса. Обратите внимание, что один из стыков был зафиксирован.




В текущем исследовании для упрощения расчетов и анализа отклонение элеронов составляло 5 °, и был выполнен статический аэроупругий триммер по тангажу.Были получены нагрузки и моменты жестких и упругих элеронов, а также рассчитана эффективность элеронов, которая приведена в таблице 3.

расположение крыла

Случаи Эффективность элеронов (%)

1 34,58
2 88,29
3 71,25

было выбрано в качестве компоновки крыла

шарнир элеронов в условиях полета.

3.3.2. Пример статического аэроупругого антисимметричного дифферента элерона

Предположим, что крыло и хвостовое оперение имеют перекатывающийся дифферент. Крыло имеет элероны и закрылки. Конструкции горизонтального оперения и вертикального оперения эквивалентны пластинчатым элементам. Горизонтальное оперение содержит руль высоты, а вертикальное оперение включает руль направления. Фюзеляж выражается эквивалентными элементами балки и массы. Конечный элемент показан на рисунке 14. Были установлены антисимметричные ограничения.


Аэродинамические сетки поверхности основного крыла и оперения, элерона, закрылка, руля высоты и руля высоты были установлены на рисунке 15 и определялись сцеплением с соответствующими конструкциями.Также были определены ось вращения и рабочая поверхность элерона, руля высоты и руля направления.


В соединении крыла с элеронами использовались два шарнира, которые находились в Вариантах 1, Случай 2 и Вариант 3. Отклонение элеронов составляло 15 °, и был выполнен статический аэроупругий триммер по крену. Были получены нагрузки и моменты жестких и упругих элеронов, а также рассчитана эффективность элеронов, которая приведена в таблице 4.


Случаи Эффективность элеронов (%)

1 25.15
2 54,78
3 61,27

Вариант 3 был выбран в качестве схемы расположения шарнира крыла и элерона в условиях полета.

3.4. Пример анализа флаттера

Как правило, анализ вибрации выполняется перед анализом флаттера.

3.4.1. Вибрационный анализ

Конец крыла был зажат. Первые двадцать режимов модели (см. Рисунок 16) были проанализированы методом Ланцоша.И эти важные 10 режимов вибрации были выбраны в решении флаттера. Эти режимы включали изгибный и поступательный режимы крыла; изгиб в плоскости и вне плоскости; и торсионные режимы закрылка и элерона, такие как перевод закрылков; и отклонение элеронов. Случай 1 был взят в качестве примера.

10 выбранных режимов для анализа флаттера перечислены в таблице 5.

3

Заказ Имя Частота (Гц) Выбранный (X) Повторный заказ 940003

1 Первый жесткий режим отклонения элеронов 1.6 E -5
2 Первый режим изгиба крыла 9,337 X 1
3 Первый поступательный режим крыла X 2
4 Режим отклонения закрылков и режим отклонения вниз элерона 26,92
5 Режим отклонения закрылков и режим отклонения вверх 9 31.056 X 3
6 Первый режим отклонения элерона 40.307 X 4
7 Режим отклонения закрылка X 5
8 Локальный режим крыла 46,21
9 Первый торсионный режим элерона 60.08 X 6
10 Второй крутильный режим элерона 65,58 X 7
11 Трансляционный режим закрылка 66
8
12 Первый крутильный режим закрылка 73.04 X 9
13 Первый крутильный режим крыла 75.29 X 10
14 Третья крутильная мода элерона 88.92
15 Вторая крутильная мода крыла
16 Третий режим кручения крыла 106,16
17 Поступательный режим закрылка 112.06
18 Четвертый режим кручения крыла 123,91
19 Второй режим изгиба элерона вверх 1260003,24 1260003,24
20 Локальный режим закрылка 129,19

Из Таблицы 5 мы видим, что режимы закрылка и элерона вставлены в классический изгиб и крутильные режимы крыла при освобождении рулей.Это приведет к тому, что муфта рулевого управления начнет дрожать раньше запланированного срока.

3.4.2. Анализ флаттера

Для анализа флаттера нестационарные аэродинамические силы были получены с использованием метода двойной решетки (DLM) для полета. Неустойчивые аэродинамические силы, действующие на моделируемый пучок, не учитывались. Аэродинамические трапециевидные панели крыла показаны на рисунке 10.

На основе анализа флаттера кривые и для случая 1 показаны на рисунках 17 и 18, когда и.



На рисунке 17 демпфирование второй крутильной моды элерона изменяется с отрицательного значения на положительное со скоростью 410 м / с, а на рисунке 18 представлены частоты первого режима изгиба крыла и вторая крутильная мода элеронов, которые пытаются достичь того же значения со скоростью 410 м / с, то есть вокруг.На скорости 410 м / с возникает критическая флаттер, превышающая максимальную скорость полета.

На рисунках 17 и 18, когда первый режим изгиба и поступательный режим закрылка связаны, скорость флаттера достигает 425 м / с. Хотя первый режим изгиба и первый режим кручения элерона связаны, скорость флаттера может быть выше.

Выполняя шаги, подобные Ситуации 1, мы можем получить критическую скорость флаттера для Случая 2 и Случая 3, которая указана в Таблице 6.


Случаи Скорость флаттера (м / с)

1 410
2 73

03

03

03

03

03

03 460


4. Выводы

Настоящее исследование представляет несколько примеров, чтобы подчеркнуть важность совместных позиций.Пример балки показывает, что другое место соединения может снизить нагрузку и вес конструкции. Второй вариант, моделирование пластины, демонстрирует, что он имеет другое положение соединения, что делает деформацию меньше и распределение сил соединения более подходящим. В третьем три корпуса для соединения крыльев с элеронами обрезаны по габаритам полета. Наилучшая эффективность элеронов выбирается из различных точек опоры элеронов. Наконец, скорости флаттера достигаются в трех случаях, что указывает на то, что поверхность крыла свободна для флаттера в сочетании с изгибом крыла и кручением элеронов.

Самое главное, мы сравниваем три конфигурации места подключения элеронов и выбираем оптимальную. Кроме того, выбранный вариант конфигурации элеронов обеспечивает снижение затрат, графика и веса.

В этой статье предлагается своего рода новая концепция проектирования элеронов, основанная на изменении места соединения крыла с элеронами. Другой регулируется через фиксированный шарнир в зависимости от условий полета. Он призван улучшить жесткость соединения (опоры) крыла, перераспределить нагрузку на крыло и уменьшить упругую деформацию, а значит, повысить эффективность элеронов.Кроме того, проявляются следующие преимущества. (1) Жесткость конструкции увеличивается, когда мы применяем многоточечное соединение, точно так же, как обычное соединение крыло-элероны; однако возможно искривление оси вращающегося вала элерона, что приведет к заклиниванию. Это предложение предлагает использовать двухточечное соединение, чтобы избежать этого. Кроме того, изменяя положение одного из шарниров крыла и элеронов, можно изменить жесткость соединения (опоры), чтобы уменьшить деформацию элерона и реализовать перераспределение нагрузки на крыло.В результате повышается эффективность элеронов. (2) Несколько элеронов больших самолетов могут предотвратить блокировку управления, вызванную осью изгиба элеронов, но это добавляет набор механизмов управления и увеличивает стоимость обработки. (3) Путем подавления обычный реверс элеронов, мы должны улучшить жесткость, что увеличивает габариты конструкции и вызывает увеличение веса; однако это предложение изменяет только положение соединения крыла с элеронами и изменяет жесткость крыла и элеронов и распределение нагрузки и, следовательно, предотвращает реверсирование элеронов.

Самое главное, в документе предлагается только концепция разработки нового элерона, который имел потенциальная функция для повышения эффективности контроля.И можно рассмотреть способы реализации. Во-первых, элероны по-прежнему имеют несколько шарниров; однако в зависимости от условий полета только два сочленения в разных положениях могут оставаться соединенными с помощью реле. Во-вторых, соединители, работающие в различных условиях полета, также могут воспроизводиться в воздухе за счет функции памяти сплава с памятью формы. Наконец, он также может быть закреплен одним шарниром, а другой может быть перемещен в разные положения с помощью скользящих рельсов из-за различных вариантов полета.Таким образом можно оптимизировать эффективность работы элеронов.

Наконец, эти новые предложенные шарниры элеронов применимы к конструкции новых самолетов, таких как БПЛА с большим удлинением, коммерческие самолеты с большим удлинением и летающие крылья.

Доступность данных

Данные beamtry6.bdf, использованные для подтверждения результатов этого исследования, депонированы в Разделе 3.1 рукописи. Данные ban1.bdf, использованные для подтверждения результатов этого исследования, депонированы в Разделе 3.2 рукописи. Данные семинара MSC.Flightloads, использованные для подтверждения результатов этого исследования, включены в кривые на рисунках 2 и 3 в рукописи. Данные модели в Разделе 3.3 и Разделе 3.4, использованные для подтверждения результатов этого исследования, не могут быть доступны в свободном доступе, потому что модель была полна слишком большого количества подробных структур, хотя она была очень старой.

Конфликт интересов

Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов в отношении публикации этой статьи.

Благодарности

Авторы хотели бы поблагодарить Пекинский научно-исследовательский институт авиационной науки и технологий (BASTRI) Китайской коммерческой авиастроительной корпорации за поддержку разработки этой новой технологии конструкции крыльев-элеронов. Кроме того, я глубоко признателен профессору Хайсонгу Ангу, работающему в Нанкинском университете аэронавтики и астронавтики, за его постоянную поддержку и руководство, особенно после моего выпуска. В примере этой статьи раздел 3.4, он посоветовал мне закончить его. В настоящее время исследование не получает специального финансирования. Но этот метод запатентован BASTRI. Номер заявки CN201710995171.6; номер раскрытия патента и объявления - CN108163183A.

Дополнительные материалы

1: данные beamtry6.bdf, использованные для подтверждения результатов этого исследования, депонированы в Разделе 3.1 рукописи. 2: данные ban1.bdf, использованные для подтверждения результатов этого исследования, депонированы в Разделе 3.2 рукописи. 3: данные семинаров MSC.Flightloads, такие как WS_2_antisymm_2017.pdf и WS_5_flutter_ws_swept_wing_april_2017.pdf, используемые для подтверждения результатов этого исследования, включены в кривые на рисунках 2 и 3 рукописи и показывают, как поэтапно строить аэроупругие модели. шаг. 4: background.pdf используется для представления фона рукописи. (Дополнительные материалы)

Aerospaceweb.org | Спросите нас - Неблагоприятный рыскание и развороты самолета

Неблагоприятный рыскание и повороты самолета
    Можете ли вы объяснить, что такое неблагоприятный рыскание и как его решить?
    - вопрос от Пияпонга
Чтобы понять, что такое неблагоприятный рыскание, нам нужно сначала объяснить оси движения самолета.Самолет в полет может вращаться вокруг трех разных осей, как показано ниже.
Оси движения самолета

Во-первых, нос самолета может вращаться вверх и вниз вокруг оси Y, это движение известно как тангаж. Контроль высоты тона обычно выполняется с помощью подъемника на горизонтальном хвосте. Во-вторых, законцовки крыла могут поворачиваться вверх и вниз по оси x, движение, известное как крен. Управление по крену обычно обеспечивается элеронами, расположенными на каждом кончик крыла.Наконец, нос может вращаться влево и вправо вокруг оси z, это движение известно как рыскание. Контроль рыскания наиболее часто осуществляется с помощью руля направления, расположенного на вертикальном оперении.


Поверхности управления самолетом

Однако влияние одной управляющей поверхности не всегда ограничивается только тангажем, креном или рысканием. Когда отклонение одной контрольной поверхности влияет на более чем одну из этих ориентаций, мы говорим, что ориентации спаренный.Наиболее важным из этих взаимодействий является неблагоприятный рыскание. Чтобы лучше понять концепцию, давайте изучите картину того, что происходит, когда пилот отклоняет элероны, чтобы катить самолет.


Эффекты, вызванные отклонением элеронов

Как видите, самолет кренится, потому что один элерон отклоняется вниз, а другой отклоняется вверх. Подъемная сила на крыле увеличивается с отклоненным вниз элероном, потому что отклонение эффективно увеличивает развал этой части крыла.И наоборот, подъемная сила на крыле уменьшается с отклоненным вверх элероном, поскольку развал уменьшен. Результатом этой разницы в подъемной силе является то, что крыло с большей подъемной силой катится вверх, чтобы создать желаемое перекатывающее движение.

К сожалению, отклонение элеронов также влияет на лобовое сопротивление. В частности, два типа перетаскивания, называемые наведенное сопротивление и сопротивление профиля увеличиваются при раскрытии элеронов. Индуцированное сопротивление - это форма перетаскивания, которая индуцируется любой поверхностью, создающей подъемную силу.Чем больше подъемная сила вызывает поверхность, тем большее сопротивление она вызывает. (для заданного размаха и площади крыла). Таким образом, крыло, на котором элерон отклоняется вниз, генерирует больше Лифт также испытывает большее индуцированное сопротивление, чем другое крыло. Перетаскивание профиля включает все другие формы перетаскивания. создаваемые крылом, в первую очередь трение обшивки и сопротивление давлению. Это сопротивление профиля увеличивается на обоих крыльях, когда элероны отклоняются, но увеличение равно, когда элероны отклоняются на такую ​​же величину.Однако, индуцированное сопротивление на каждой стороне не равно, и большая сила полного сопротивления существует на крыле с опущенным вниз элероны. Эта разница в сопротивлении создает рыскание в направлении, противоположном крену. Поскольку рыскание движение частично противодействует желаемому крену, мы называем этот эффект неблагоприятным рысканием.

Мы можем исправить этот эффект несколькими способами, наиболее важными из которых являются:

  1. Элероны Frize : концепция, лежащая в основе этого конкретного типа элеронов, заключается в минимизации профиля перетащите крыло с опущенным элероном, увеличивая лобовое сопротивление крыла с поднятым элероном. элероны.Эта разница в сопротивлении профиля противодействует эффекту индуцированного сопротивления, создавая тем самым рыскание, которое, по крайней мере, частично устраняет неблагоприятный эффект рыскания.
    Элероны Frize

    Элероны Frize достигают этого дифференциального сопротивления профиля, поддерживая плавный контур между верхние поверхности крыла и элеронов, вызывая очень небольшое сопротивление, в то время как нижняя поверхность элероны выступают вниз, чтобы значительно увеличить сопротивление профиля.Хотя такой подход простая и действительно дает некоторое облегчение, производительность элеронов Frize очень зависит от условия эксплуатации. По этой причине такие элероны часто лишь частично эффективны на преодоление неблагоприятного рыскания.

  2. Дифференциальные элероны : Другой подход к решению проблем с рысканием - отклонение элеронов на разные суммы. Отклонение нижнего элерона обычно намного меньше, чем отклонение верхнего элерона. элеронов, так что дополнительное сопротивление профиля очень мало по сравнению с сопротивлением верхнего элерона.
    Дифференциальные элероны

    Как и в случае элерона Фризе, это дифференциальное сопротивление профиля вызывает рыскание, которое при хотя бы частично компенсирует неблагоприятное рыскание, но эффект ограничен.

  3. Спойлеры : Спойлеры представляют собой длинные узкие плоские пластины, обычно устанавливаемые вдоль верхней поверхности оба крыла. В нормальном полете интерцепторы лежат ровно и не влияют на аэродинамику. производительность крыла.Однако спойлеры можно поднять вверх в воздушный поток для создания большая турбулентность, которая снижает подъемную силу и увеличивает сопротивление крыла.
    Спойлер

    При использовании в сочетании с элеронами можно использовать спойлер для уменьшения подъемной силы и увеличения подъемной силы. профиль лобового сопротивления на крыле с поднятым элероном. В результате крыло с опущенным элероном испытывает большое увеличение подъемной силы и небольшое увеличение лобового сопротивления, в то время как крыло с поднятым вверх элероны испытывают значительное уменьшение подъемной силы и значительное увеличение лобового сопротивления.Эти эффекты сочетаются для создания желаемого крена и дополнительного рыскания, называемого обратным рысканием.

  4. Поперечно-соединенные органы управления : Одно из наиболее эффективных решений для предотвращения рыскания - соединить элероны и руль направления так, чтобы обе поверхности отклонялись одновременно. Поскольку элероны создают рыскание При движении в одном направлении руль направления автоматически отклоняется, создавая рыскание в противоположном направлении. направление. Эти два эффекта противодействуют друг другу, устраняя нежелательный рыскание.Эта форма перекрестная муфта часто встраивалась в тросовые системы управления старых самолетов. В проблема была признана еще братьями Райт, которые включили такие средства управления в Райт Флаер. Кроме того, в большинстве крупных самолетов сегодня используется какой-то компьютеризированный электронный полет. системы управления, и довольно просто запрограммировать кросс-связанные меры управления в автоматизированные системы.

    Добавить комментарий

    Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *