Реверс органов управления самолета

Реверс органов управления самолета

(от латинского revrsus — обращенный назад) — явление, обусловленное потерей эффективности аэродинамических органов управления и обращением их действия. Р. наступает главным образом из-за упругости авиационных конструкций. Например, для прямого крыла большого удлинения это явление вызвано тем, что при отклонении элерона расположенного позади оси жесткости, крыло закручивается и возникают аэродинамические силы, уменьшающие аэродинамическое воздействие обусловленное отклонением элерона на «жестком» крыле. Для крыльев прямой стреловидности неблагоприятное изменение местных углов атаки усиливается из-за изгиба крыла. В результате эффективность органов управления обычно уменьшается с увеличением скоростного напора q. При достижении некоторого значения q, которое называется критическим скоростным напором qкр рев, она становится равной нулю. При увеличении q сверх значения qкр рев производные аэродинамических коэффициентов характеризующие эффективность органов поперечного управления, например для элерона — это mx(() изменяют знак, и наступает обращение управления. При одинаковом угле отклонения элеронов при q > qкр рев и q < qкр рев моменты крена различны по знаку, и самолёт накреняется в противоположных направлениях. При Р. продольного управления оказывается невозможным изменение перегрузки самолёта, производная ny(() = 0. Это явление, как и Р. путевого управления, обычно наступает при значениях скоростного напора, превышающих значение qкр рев элеронов.
Первые значительные расчётные и экспериментальные исследования Р. элеронов в 30—50-х гг. выполнили английские учёные Р. Кокс, А. Пагсли, В. Дункан и советские учёные Е. П. Гроссман, Я. М. Пархомовский, В. М. Фролов. Особенность современных расчётных методов — совместное решение проблемы Р. и других проблем статической аэроупругости. Наибольшее развитие и применение нашли расчёты на основе так называемых методов, заданных форм и коэффициентов влияния. Анализ Р. органов управления сводится при этом к исследованию влияния скоростного напора на суммарные и распределенные аэродинамические характеристики самолёта. Математически задача исследования Р. (как и флаттера, дивергенции) может быть сведена также к проблеме собственных значений. Такой подход используют, например, при поиске оптимального распределения массы силовой конструкции, обеспечивающего макс, скоростной напор Р. Экспериментальные методы исследования явлений статической аэроупругости и Р. основываются на испытаниях полных упругоподобных моделей, а также полумоделей и моделей-консолей крыльев в аэродинамических трубах. Важная роль эксперимента обусловлена необходимостью уточнения расчёта в наиболее опасном околозвуковом диапазоне скоростей потока, при больших углах атаки, при исследованиях сложных органов управления с учётом интерференции несущих поверхностей, то есть в случаях, когда методы расчёта ещё недостаточно эффективны.
Проблему Р. элеронов и обеспечения необходимой эффективности поперечного управления для скоростных самолётов, как правило, не удаётся решить путём увеличения жёсткости конструкции (сверх значений, определяемых условиями прочности). Поэтому наряду с элеронами обычно применяют интерцепторы, элероны-закрылки, дифференциально отклоняемый стабилизатор и другие органы. Их эффективность падает из-за неблагоприятных деформаций конструкции в меньшей мере. В СССР в 60-е гг. была предложена и реализована принципиально новая концепция решения проблемы Р., основанная на использовании упругости конструкции. В частности, предложены весьма эффективные органы поперечного управления при больших значениях q — дифференциально отклоняемый носок крыла — предэлерон, выносной элерон.
Р. некоторых органов управления (в том числе и предэлерона) может быть обусловлен также чисто аэродинамическими эффектами. Это явление, как и средства его устранения, не связаны с упругостью конструкции (см. Потеря эффективности органа управления).

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.