close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

;pdf

код для вставкиСкачать
Министерство высшего и среднего спепиального
образования РСФСР
Куйбышевский ордена Трудового Красного Знамени
авиационный институт ии. С.П. Королева
И. П. В и с л
о в
АЭРОДИНАМИКА
И
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
КОНСТР УКЦИЯ
АППАРАТОВ
Учебное пособие
Утверкдено на заседании
редакционно-издательекого
совета института 1 6 .1 2 .1 9 7 7 г .
К уйбы ш евский
в » И с № 4 0 * : s И »-Туг
..
ч^
т
Куйбышев, 1979
к я
а д 6 2 9 .7
Предлагаемое учебное пособие по курсу "Аэродинамика и
конструкция летательных аппаратов" содержит основные с в ед е ­
ния и знакомит студентов двигательных факультетов с о сферой
применения авиационных двигателей для пилотируемых летатель­
ных аппаратов, а также с аэродинамикой, динамикой,прочностью
и конструкцией этих аппаратов.
Основное внимание направлено на физическую качественную
сторону явлений и работы конструкции б е з сложного математичес­
кого анализа и методик р а сч е т а .
Пособие может быть использовано при изучении со о т в ет ст ­
в у й т е разделов и курсов студентами любых факультетов авиа­
ционных институтов.
Те1шлав 1 9 7 9 , п о з . 2 1 3 7 .
Рецензенты: А.Н.Б е л и к о в , 0 .А .Г р е б е н ь к о в
Игорь Павлович Висдов
АЭРОдИНАМШ И КОНСТРУКЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
В в е д е н и е
Пилотируемым летательным аппаратом (ЛА) называется аппарат,
управление полетом которого осуществляется пилотом (летчиком ).
Кчсаким аппаратам относят сам олет, планеры, вертолеты
и
винтокрылы. Самолеты - наиболее распространенный вид летательных
аппаратов, поэтому пособие написано применительно к самолетам.
Для осуществления полета необходимо создать и вертикальную
си л у, уравновешивающую вес летательного аппарата. Эту силу назы­
вают подъемной.
Учебное пособие
СПОСОБЫ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ
Редактор Н.М.Ч у л к о в а
Т ехн.редактор Я.If .К а л е н ю к
Корректор Т.В.П о л я к о в а
Подписано к печати 16.05.79.Ё 0 0 0 2 I I .
Формат 60x84 I / I 6 .
Бумага оберточная б ел а я . Оперативная п еч а т ь . У с л .п .л .4 ,8 8 .
У ч .-я з д .л . 4 , 7 6 . Тираж 1000 э к з . Зак аз № 294 /
Цена 17 коп.
Куйбыневский ордена Трудового Красного Знамени авиационный
институт им. СД .К о р о л е в а .
г . Куйбыиев, у х . Молодогвардейская, 1 5 1 .
Существует три способа создания подъемной силы: аэростати­
ческий, аэродинамический и реактивный.
А э р о с т а т и ч е с к и й
способ основан на
законе
Архимеда: на т е л о , погруженное в г а з (или жидкость)
действует
подъемная сила равная весу вытесненного телом г а з а (или жидкос­
т и ). Этот сп особ используют аэростаты и дирижабли (р и с . I ) . Они
Типография им. В Л .М я гя , г . Куйбыиев, у л . В еицека, 6 0 .
Р и с . I . Аэростатический способ создания
подъемной силы
©
Куйбыжевский авиационный институт, 1979
3
н азы в ается аппаратами л егче в о зд у х е .
А э р о д и н а м и ч е с к и й
способ (р и с . 2} основан на
перемещении те;!а в ср еде ( г а з а или
жидкости) при 'опрздеяеннбй форме т е л а и по­
яснения е г о относительно направления д з и а е = -& 4 1
н и я , к о гд а возникают силы в заим одей стви я, •
называемые аэродинамическими. Для
создания
г и с. 2.■ Аэроди­ подъемной силы по этому способу необходимо
намический способ
создания подъемной наличие достаточно плотной среды.
СИПЫ
Этот способ используют самолеты , ялакеры и вертолеты . У самолетов и планеров подъемная сила с о з д а е т с я
крылом, у верто л ета
несущим винтом (р о тор ом ).
Р е з к т я в а ы й
с п о с о б (газод ин ам и чески й) осу­
ществляется н в б езвозд уш н о;'-п ространстве.
R
Подъемная сила в этом случае
создается
как составляющая реактивной силы, движу­
щей летательный а п п а р а т , э т а сила возни­
к а е т в р езу л ь т ат е истечения г а з о в ( р и с . З )
с большой скоростью из сопла
д в и гат е л я
наружу, а аппарат движется в п е р е д
под
Р и с . 3 . Р еактив­
действуем реактивной силы R . Реактивный
ный способ создания
способ создания подъемной силы испол ьзу ет­
подъемной силы
ся в ракетах.
ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА
Самолеты, вертолеты , планеры к ракеты - эт о ЛА тяжелее в о з­
духа. Полет их может происходить по независимой и баллистической
траекториям
Самолеты и вертолеты непрырывно расходует энергию
топлива
для создания необходимых сил и моментов. Траектория их может из­
меняться в процессе полета.
Ракеты совершают п о л ег, который осуществляется за счет пред­
варительно накопленной кинетической энергии. Полеты баллистичес­
ких аппаратов могут совершаться на любых вы сотах, б ез наличия
плотной средн.
Между этими двумя классами аппаратов существуют ракетопланы
которые на больших высотах осуществляют баллистический
п ол ет, а в плотных слоях атмосферы совершают аэродинамический у п -
равняемый полет.
Рассмотрим особенности двух типов аппаратов-самолетов и вер­
толетов.
САМОЛЕТЫ
Основное назначение самолета, как и любого ЛА - транспорти­
ровка груза на заданное расстояние. Характер целевой
нагрузки,
ее в ес и расстояни е, на которое она должна быть доставл ена, опре­
дел яет параметры самолета и его назначение.
По назначению самолеты делятся ка два крупных класса: воен­
ные и гражданские [ I ] .
К гражданским самолетам относятся - транспортные и пассажир­
ские. Большую группу составляют специализированные самолеты: поч­
товые, сельскохозяйственные, санитарные, аэрофотосъемочцые, мест­
ной с в я зи , геологоразведочны е, рыборазведочные и т .д . Особую груп­
пу составляют учебные, тренировочные и спортивные самолеты.
Любой самолет должен иметь силовую конструкцию, двигательную
установку и топливо для н е е , органы управления, взлетно-посадоч­
ные устройства, оборудование и источники энергии.
Основой в се г о сам олета, воспринимающей действующие на
него
силы, является планер, в который входят крыло, фюзеляж, оперение.
Крыло - служит для создания подъемной силы и обеспечения по­
перечной устойчивости. К крылу крепятся: органы поперечного
уп­
равления (элероны ); механизация крыла (щитки, закрылки, интерцеп­
торы, предкрылки); часто - шасси и двигатели.
Фюзеляж - служит и является базой к которой крепятся крыло
и оперение для размещения экипажа, оборудования, перевозимых
гр у зо в .
Оперение - эт о несущие поверхности, предназначенные для
-3-2941
4
уп­
равляемости я устойчивости самолета.
Горизонтальное оперение - служит для продольной устойчивости
и управляемости. Имеет стабилизатор я руль высоты.
Вертикальное оперение - служит для путевой устойчивости
и
управляемости. Имеет киль я руль направления.
Васси - система опор сам олета, предназначена для в з л е т а , по­
садки и передвижения по аэродрому.
Двигательная.установка - создает силу тя ги , необходимую для
движения с а м о л е т а . В нее в х о д я т : дв и гател ь (поршневой - 11Д, ту р бо ­
винтовой - ТВД ,, турбореактивны й - ТРД, турбовентиляторны й - ДТРД,
прямоточный воздуш но-реактивный -.П вРД , ракетный - РД и д р .) с
агр егатам и и системами за п у с к а , управления и к р еплен ия; воздушный
винт (д л я ПД и ТВД); топливная и масляная системы ; системы защиты
д в и га т ел я и контроля з а его р аб от о й ; входные и выходные у стр о й ств;
Система управления полетом - это комплекс у стр о й ств и м еха­
низм ов, при помощи которых пилот у п р авл яет движением с а м о л е т а , а
также различными а г р е г а т а м и : д в и га т е л е м , уборкой и выпуском шас­
с и , механизации и другими системами.
Оборудование сам олета вклю чает в с е б я : пилотаж но-навигацион
н о е , э л е к т р о - и ради ооборудован и е, системы ж изнеобеспечения,
э н е р г о - и п р о ти во о бл еден и тельн о е, пожарозащитное и специальное
оборудование.
Х востовой винт (при одноосной схем е) уравновеш ивает р еак ти в ­
ный момент несущ его в и н т а .
Фюзеляж и шасси - для т е х же целый, что и у с а м о л е т а .
Д в и гател ьн ая у стан о вк а включает д в и гател ь и трансмиссию , ко­
то р ая приводит во вращение винты.
Система управления вертолетом вклю чает: автом ат п ер еко са
командные посты и проводку уп р авл ен и я. Автомат п ер ек о са - основ­
ной орган управления в е р т о л е т а , при его помощи осущ ествл яется
o o t j y —
D
Сооснал.
Однооснал
ВЕРТОЛЕТЫ
В ертолет - пилотируемый а п п а р а т , подъемная си ла к о то р о го [ z ]
с о зд а е т с я несущим винтом (р о т о р о м ). Мощность д в и га т е л я п е р е д а е т с я
несущему в и н т у , который с о зд а е т силу т я ги для в ер ти к ал ьн о го п о дъ е м а , висения на м есте
и
j
— -—
2
I п о ступ ател ьн о го перемещения
—\ ^
'у
Управление полетом
также
о су щ ествляется несущим вин­
том.
Р и с . Д.
Основные части
в е р то л е т а
Основные части в е р т о ­
л е т а (р и с . Д ):
1 - несущий винт (р о ­
то р ) ;
2 - х в о сто во й в и н т;
3 - фюзеляж;
Д - ш асси;
5 - д в и га т ел ь н а я
установка;
6 - систем а управления.
Несущий винт (р о т о р ) обесп еч и вает созд ани е подъемной силы
п оступательн ое движение в е р т о л е т а .
6
Продольная
П ол«яечная
Р и с. 5.
Схемы
в ертол етов
изменение направления И величины равнодействующей аэродинам ичес­
ких си л несущ его вин та ( [ 3 1 , с . 2 7 ) .
В зависим ости от чи сл а несущих винтов различаю т одновинто­
вые и двухвинтовы е в ертол еты , последние в свою очередь могут
быть выполнены по соосн ой , продольной или поперечной схемам
(р и с . 5 ) .
С т р а т о с ф е р а
- простирается до высоты
80 км;
температура в ней с подъемом на высоту до 3 2 -3 5 к» ост ается пос­
тоянной, равной - 5 6 ,5 , затем повышается и на высоте 5 0 -5 5 км
дости гает 0°С . Далее понижается до - 8 0 е на
Н * 80 км.
П а р а м е т р ы
Г л а в а
I.
06Н0ВНЫЕ ЗАКОНЫ АЗРОДИНАИШШ
в о з д у х а
Воздух представляет собой смесь г а з о в , состоящую из а зот а
(78% ), кислорода (21%) и прбчих газов (1%).
Основные параметры, определяющие свойства в о зд у х а ;
дав­
ление р , температура Т , массовая плотность _/? .
Эти параметры связаны мекду собой уравнением состояния
со­
вершенного га за
=
,
§ I . Параметш возду х а . Международная стандартная атмосфера
Аэродинамика изучает законы движения в о здуха ( г а з о в ) , взаимо­
действие между воздухом (г а за м и ), и движущимся телом .
Действие воздуха на движущееся тело проявляется в возникно­
вении аэродинамических сил и их моментов, определение которых и
является одной из основных задач аэродинамики.
Аэродинамические силы зависят от свойств среды , положения
тела относительно потока, разм еров, формы тела и скорости
его
движения.
А т м о с ф е р а
А т м о с ф е р о й
называется воздушная ободочка, окружаю­
щая землю. Самолеты и вертолеты , планеры совериают полет в плотных
с л о т атмосферы, прилегающих в земной поверхности - тропосфере и
стр атосф ер е.
где
R
R
- газовая постоянная,
« 2 9 , 2 ?-кУ g g L - для в оздуха;
в мёкдународной системе единиц (СИ) R - 2 8 7 ,0 4 ,
Р
а уравнение - р - = R T ■
Важными физическими
свойствами в о зд у х а , которые влияют на
силы взаимодействия движущегося в воздушной среде тела и в о зд у х а ,
являются вязкость и сжимаемость.
Вязкость воздуха проявляется в наличии трения между его
частицами при их движении. Особенно сильное влияние , частицы
( р и с .6 ) оказывают у поверхности т е л а , г д е они "прилипаю т",т.е.
заторм аж иваю тся, образуя пограничный слой толщиной от у = 0 , до у »
Т р о п о с ф е р а
- это самый нижний слой атмосферы. Тол­
щина тропосферы на средних ш р о т а х составляет около I I км, в ней
сосредоточено 79% всей массы в о зд у х а . Температура в оздуха в тропо­
сфере с подъемом на высоту м еняется, уменьшаясь примерно на 6 , 5 °
на каждый километр.
6,3 вязкости
Р и с. 6.
г—
с пятом вязкости
Эпюры скоростей у поверхности
тела
Сжимаемостью воздуха называется его способность менять
а
свой
объем или плотность при изменении давления.
Количественно сжимаемость воздуха оценивается отношением из­
менения плотности Aj> к изменению давления л р .
i- ф ч
Скорость звука в г а зе а. = y fd p jd jj - следовательно скорость
распространения звука в г а зе может слупить мерой, е г о сжимаемости.
Для адиабатического сжатия а =
- ^ - '= ^K pR T,* системе (СИ)
а ~ л [к ж
или,подставив значения
величин
в формулу получим
§ 2 . Основные законы движения жидкостей и газов
Н е к о т о р ы е
п о н я т и я
и
о п р е д е л е н и я
a « -2 0 V T r ■
Следовательно, скорость звука в врздухе зависит от его тем­
пературы и сжимаемость воздуха также зависит от его температуры.
Ч и с л о
Ма х а
Степень сжатия воздуха будет зав и сеть от скорости
п ол ета,
которая характеризуется числом Маха, равным отношению скорости
полета к скорости звука в неподвижном воздухе
" - - Г
Сжимаемость
воздуха начинает проявляться с чисел
особенно сжатие проявляется при
полетах
со скоростями близкими к скорости звука иди ее превышающих. Такие
скорости
I ) называются большими скоростями.
М = 0 , 5 - 0 , 6 , однако
С т а н д а р т н а я
а т м о с ф е р а
Параметры воздуха зависят от географических координат мест­
ности, времени г о д а , времени суток и метеоусловий. Следовательно,
параметры воздуха * силы взаимодействия воздуха с телом тоже не­
постоянны. Для сравнения результатов испытаний различных ЛА, про­
веденных в разных широтах в разное время, необходимо ввести
условные стандартные характеристики атмосферы, гд е задают о ср ед ненные значения плотности, давления и температуры в о зд у х а , зави­
сящие только от высоты над уровнем моря.
Эти осредненные значения р (ff), р> (//) и Т ( Н) получили
название стандартной атмосферы (СА),
В СА высота отсчитывается от уровня моря, давление на
этой
высоте 760 м м .р т .с т ., Г = 2 8 8 “ К , j>0 = 0 ,1 2 5 кг с /м * и СА ’
служит только для проведения сравнительных оценок летных
данных
различных летательных аппаратов.
Установившееся движение - такое движение потока, прй~котором
в каждой его точке p f j ) , величина и направление скорости не изме­
няются с течением времени.
Сплошность среды.. При выводе законов аэродинамики
молеку­
лярное строение среды не учитывается. Жидкости и газы рассматри­
ваются как сплошные среды с непрерывным распределением вещества в
пространстве. Гипотеза о сплошности среды к разряженным газам не
применима.
Обращение движения. Азродинамические силы и моменты, возни­
кающие в результате взаимодействия, тела и в о зд у х а , не зависят от
т о г о , что является неподвижным воздух или тел о. Поэтому при
ис­
следованиях рассматривают неподвижный самолет при обтекании
его
подвижным лотокрм.
Траектория частицы - это путь частицы в пространстве.
Струйка воздуха (жидкости) - это часть в о зд у х а , ограниченная
поверхностью, образованной траекторией частиц, проходящих
через
точки некоторого малого замкнутого контура. В процессе
движения
параметры потока могут изменяться и площадь струйки по ее
длине
тоже может изменяться. При установившемся движении форма струек
не изменяется и весь поток можно представить состоящим из отдель­
ных стр уек.
Диапазоны скоростей. Всю область скоростей в аэродинамике
разделяют на диапазоны, в которых проявляются определенные свой­
ства воздуха и особенности взаимодействия его с телом:
дозвуковые скорости - М
сверхзвуковые
- А/ > I ;
гиперзвуковые
- М > 5;
около или т р ан сзвук овы е- Мю>4М< 1 ,2 .
Модели среды. В аэродинамике часто вместо реальной
среды
рассматривают схематизированную среду:
идеальная несжимаемая ср ед а , в которой отсутствуют силы вяз­
кости;
тп
II
в я з к а я несжимаемая с р е д а ;
и деальн ая сжимаемая с р е д а ;
в я з к а я свиы аеиая с р е д а .
- j gV1-
гд е
г
~ кинетическая энергия; —Р
(р-
- потенциальная энергия;
- энергия давления;
- внутренняя тепловая энер­
ги я.
У р а в н е н и е
н е р а з р ы в н о с т и
Это уравнение - закон сохранения иассы применительно
к
струйке в о зд у х а . Выделим в установивш емся потоке в о зд у х а какую - .
либо струйку и прове дем в ней два произвольных (р и с . 7 ) сеч ен и я
I - I и 2 -2 .
Через
сеч ен и е
1 -I за I с
проходит
м асса
Е оздуха т 1 , а чере з сечени е
2 -2 - т г . При
устан о ви в-;
шемся движении
Ч
Р и с. 7.
С труйка жидкости
П роизведение j>VF = m
уравнение
'
т 1=Р1 V,F, ■, m? = f , 4 ? Fz .
н а зы в а е т с я секундным массовым расходом , э
f , V , r t = P?V;: П = FO.nst
- уравнением неразры вности или уравнением п о сто ян ства р ас х о д а .
При малых ско р о стях ср еда несжимаема и
У, Г , - \\Г ,= c o n s t .
V, Г,
- объемный расход в секу н д у .
где
У р а в н е н и е
Б е р н у л л и
Уравнение Бернулли - за к о н сохранения энерги и применительно
к струйке н е в я зк о го и нетеплопроводного г а з а ; зак о н мокет быть
сформулирован т а к : изменение энерги и частицы г а з а (и ли аи дкости)
з а некоторый промежуток времени равно р а б о т е , произведен н ой з а тс
же время приложенными к части ц е с и л а ч и .
Из курса гидравлики имеем
т
р
- г
*
- f - ™
Это уравнение выведено в предположении, что обиен энергией
между струйкой и внешней средой о т су т ст в у ет .
Бели г - c o n s t и ср еда несжимаема ( f i - c o n s t , u =const)T avm
V*
2f
Р
.
+- — = c o n s t ,
гд е
f
p -j> y
и уравнение Бернулли примет вид
PV*
/
- + - р = c o n s t;
(I)
уравнение ( I ) - полный напор в данном месте струйки, где
PV*
— ^
- скоростной напор,
- статическое давление.
Уравнение Бернулли с учетом сжимаемости воздуха
V*t 2000 Т ~ c o n s t .
При обтекании тела потоком у его кромки в сег д а есть струй­
к а , которая подходит нормально к телу и при ударе водностью тор­
м о зи тся . Точка й
в которой поток полностью заторможен (р и с .8 )
называется критической. Температура в
т . Я в сегд а выше и за в и си т от Ми
Тторм “
(1 + 5 ) *
Скорость потока в струйке обратно
пропорциональна площади е е сеч ен и я . Когда
1 сеч ен и е струйки называется
критическим.
Критической скоростью звука
точка‘и?;
называется местная скорость звука,равтела
пая местной скорости течения.
Для получения сверхзвукового потока надо создать достаточный
перепад давления и температуры и обеспечить определенную форму
струн, чтобы канал сужался до критического сечения, а затем рас­
ширялся ( сопло Лаваля ) .
" -
4—3947
12
13
§ 3 . Подъемная сила коьша
При обтекания любого тела потоком образуются силы
взаимо­
действия. Перед теяон поток как бы р аздваивается, а за тедон об­
р азуется вихревая зона пониженного давления (р и с . 9 ) .
V oo
V oo
Рис.
Ю.
Создание подъемной силы крыла
гающего потока для создания подъемной силы. Коэффициент С у-(рн-ре)называется коэффициентом подъемной силы,
Величину силы аэродинамического сопротивления определяют
по
формуле
PV!
а
Р и о . 9 . Обтекание тел потоком: а -пластина;
бг каплевидное тело; в - профиль крыла
Ламинарное течение - когда слои воздуха (г а з а или жидкости)
между собой не перемешиваются.
Турбулентное - когда слои воздуха перемешиваются и частицы
движутся по произвольным траекториям.
Трение частиц о поверхность тела и торможение потока в пог­
раничном слое вызывают появление силы сопротивления движению сопротивление трения.
сх - коэффипиент аэродинамического сопротивления.
Полной аэродинамической силой крыла R называют
результи­
рующую всех сил давления и трения, приложенных к поверхности кры­
л а , а точку пересечения пинии действия равнодействующей аэродина­
мической силы крыла с хордой профиля называют центром
давления
где
(Ц -Д ):
R - \ Y Z* X 2
_ полная аэродинамическая сила;
Хп
- положение ц .д
' Подъемная сила крыла созд ается за счет разности давлений под
крылом и над крылом (р и с . JQ ). Величину подземной силы определяют
по формуле
на хорде крыла;
- угод атаки крыла - угол между хордой крыла
of
и набегающим потоком.
Т е о р е ти ч е с к у ю формулу подъемной силы крыла вывел Н.Е. Куков-
J>V!
с к и й , который установил, что вокруг крыла действует
где
о
циркуляцион­
ный поток наложенный на плоскопараллельный набегающий поток
_
-р н
& =р(
- ср ед н ее относительное нижнее давление под крылом;
- ср ед н ее относительное давление над крылом..
Разность оредних коэффициентов давления под и над
крылом,
показывает, насколько хорошо используется скоростной напор и а б е-
14
У*
где
/
- размах крыла;
- циркуляция вокруг крыла.
15
Скорость, вызванная наличием вихря вокруг крыла называется
индуцированной. Если н а л о м » вихревой поток вокруг ( р с . I I )
профиля врыла на плоскопараллельный
поток, то на верхней поверхности ско­
рости вихря (У и потока сл о х а тся , на
нииней поверхности вычтутся. Для боль­
шей скорости на верхней поверхности
давление будет меньше, для никней по­
верхности давление будет больше ( с о г ­
Р и с . I I . Подъемная
сила по Н.Е.Жуковскому
ласно уравнению неразрывности) и сл е ­
довательно возникнет подъемная оила У .
На малых углах атаки коэффипиент подъемной силы Си
линейной функпней угла атаки
Су*
где
- частная производная
X = X 0 +X L ,
X L - сопротивление индуктивное, зависящее от самой
подъемной силы; или в коэффициентах
~ ^ХО
Схо^ Схтр +■СХД + Схв г
где
аос
ный профиль при ос * 0 имеет коэффициент подъемной силы Сув
и у этого профиля Су в о при отрицательном угле атаки ( - ос0 ) .
Профильное со п р отив л ени е. Оно возни кает в р е з у л ь т а т е т р е ­
ния в пограничном сл ое и созд ани я разности давлении перед и з а
крылом.
На больших у г л а х а т а к и , у плохообтекзвгых т ел сопротивле­
ние давления с о с т а в л я е т оснозяую ч а с т ь :
С'хр = СХтр + Схд у
Схт р =
г де
- у в е л и ч и в а е т с я ,т а к как р а с т е т р азряж ен и е на
уЧ-Мг
крыле.
Для сверхзвуковых скоростей полета для профиля любой формы
коэффициент Су ум еньш ается, т а к к ак производн ая с *
имеет вид
А
7 '
С о п р о т и в л е н и е
к р ы л а
- коэффициент сопротивления трен ия;
коэффициент сопротивления д авл ени я;
- коэффициент волнового соп ротивлени я;
Схтр т С х ь - \ ~ коэффициент профильного с о п ро тив л ени я.
Для скимаемого потока воздуха при 0 , 5 < М < МКр коэффициент
C jt~ W
Сх
q
является
Cxi '
Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе
q
Угол атак и , при котором Си достигает наибольшей
величины
Су max » называется критическим углом атаки
Для симметричного профиля Су = О при ос в 0 ; несимметрич­
ас
Х„ - сопротивление при нулевой подъемной си л е ;
где
2 0 , 7 0 7 »
•
2С д - коэффициент
ту же длину
ус - коэффициент
tj
- коэффициент
трения плоской п л а с т и н к и , имеющей
л ам и н а р н о го у ч а с т к а , что и профиль;
у ч и т ы в а в влияние толщины профиля;
учитывает влияние сжимаемости в о з д у х а .
Индуктивное с о противл е и и е . Оно возни кает при создании
подъемной силы . При дозвуковых ск о ро стях оно в озни к ает при пе­
р етекан и и в о зд у х а через торцы крыла из области повышенного дав­
ления в о б л асть пониженного над крылом, Это приводит к возникно­
вению дополнительных вихрен и отклонению потока вниз на угол
с к о с а п о т о к а . Поэтому подъемная сила отклонится на угол с к о с а
потока &ас
и сила
V ист будет нормальна к ск орости потока
со ск о со м . Т огд а X L- Yucm iy(&oc), а т а к как л ос мал, ?о X i - a x Y .
Лобовое сопротивление. Оно возникает в связи с потерями
энергии потока при трении в пограничном с л о е , вихреобразованни
потерь за счет торможения п о т о к а .
Для эл ли п ти ч еского крыла
=
сч
рад,
Лобовое сопротивление можно представить
5 -2 9 4 7
IV
16
горда XL = ^ - C „
этсюда коэффициент
Чили X: = J L / ^
профилем н азы в ается поперечное сеч ени е крыла верти кальной
п лоскостью , проходящей параллельно симметрии с а м о л е т а .
Основные гео м етрические п ар а­
метры профиля:
2t
r
„
CXt
"xi ' ~ x l U Xl " ^
-2 ^
I '
Для крыльев другой формы в п лан е:
S
Сх ~ ж лО **?),
где
(Г
няющей крайние наибо­
л ее удаленные точки
- п о п р ав к а, зависящ ая от формы крыла.
Зависим ость
Ох = / ( а ) е м ъ к вад р ати ч н ая п ар а б о л а.
П о л я р а
к р ы л а .
Ц е н т р
Имея зависим ости Су = / (ос). и
д а в л е н и я
cx = f ( c c )
ыовно для каждого
С[т
Угол а т а к и , при котором к а ч е ст в о / п а х н а зы в а е т с я наивыгоднейшим
углом а т а к и -<xHg ■
Очень большое п р акти ческо е зн ачен и е имеет график
за в и с и м о с ­
ти Cx = -f(C y ) (р и с , 1 2 ). Этот график называют полярой кры ла. На
поляре имеются характерны е т о ч ­
к и : oCvg >
; оСс,
■)спХп>
■
^тах j
Cjc /7
Cjfmox ; CXmia ;
Ц л я с к о р о стей
стр о и тс я одна
с к о р о стей для
стр о и тс я своп
cx i U
Сх
°JCo •
п о п ета
м 4 0 ,7
п о л я р а ; для больших
к а ад о го числа К
поляра.
Центр давлени я крыла мэкна
о п р ед ел и ть , если и зв е с т е н момент
аэродинам ической силы кры ла, о т­
н осительно какой -ли бо точки»
В
общем случае при М .. ,v „ »
[5<ЕШ4
Рис.
1 2,а Поляра крыла
Хп
J
S
п о*
пои
1>1
Ху
Г еом етрические параметры кры ла. Х арактеристик:: профиля и
крыла определяют и аэродинам ические х а р ак тер и сти к и сам олета в ц е­
лом. Эти х ар ак тер и сти к и за в и с я т от геом етрии кры ла: профиля, фор­
мы в плане и виде с п е р е д и .
18
^ и с * - ^ , 6 . Профиль крыла
профиля - х о р д а ;
геом етр и ч еское м есто середин перпендикуляров к хорден азьш ается средн ей лин и ей; '
- в о гн у т о с т ь - наибольшее рассто ян и е от хорды до ср ед ­
/
ней линии;
—^ jОw x _ ОТНОси тельн ая толщина профиля;
q
у гла а т а к и найти зн ачен и е /f =-2М- - аэр оди нам ического к а ч е с т в а .
углах
- о т р е зо к прямой, соеди ­
отн осительн ое положение максимальной толщины профиля;
*
zmaj:- о тн о си тел ьн ая в о гн у т о с т ь профиля.
/ = ^Т~
§ 4 . О бтекание те л а сверхзвуковым потоком
При движении т е л а в в о зд у х е давление п еред телом и п лотность
в о зд у х а повышаются. Волна повышенного давления р асп р о ст р ан я ет ся
во в с е стороны со скоростью , зависящ ей от интенсивности повышения
давления
При малых возмущениях ск о р о ст ь расп ространен и я р авн а скорое-,
ти з в у к а ; при р о с т е д р ск о р о с т ь возмущения р а с т е т . Т акое сильное
возмущение н осит н азван и е ударной волны, распространяющ ейся с
большой ск о р о стью . Э та волна аналоги чн а взрывной волн е о т бомбы
или с н а р я д а .
Если разм ер т е л а достаточ н о большой, то возникают скачки
уп ло тн ен и я, представляющие собой стационарные ударные волны, дви­
жущиеся п е р ед тел о м .
Рассмотрим о б разован и е с к а ч к а уплотнения на примере о б те к а ­
ния в н у тр ен н его туп ого у г л а сверхзвуковым потоком (р и с . 1 3 ) .
При обтекании у гл а п оток испытывает сж атие и то р м о зи тся ,
в к о р о с т ь течен и я вдоль стен ки ДО равн ая V, , будет больше с к о ­
р о сти течен и я вд о л ь стен ки 0 8 , равной Уг . Ч ерез точку О мож­
19
ческое
но п ровести следующие линии
возмущения: 01 под
углом
скачек , \
=
М,
к с т е н к е Л0 и 02
под
углом
к стен к е ОВ > .
так как v, > V? , ю у, ( / г .
Как видно линия UI лежит в
о б л а с т и ,г д е в о з д у х имеет уже
другие парам етры , а
линия
Р и с . 13 . Обтекание сверх­
0 2 , соответствую щ ая
новым
звуковым потоком внутреннего
параметрам
в
о
з
д
у
х
а
,
леви т
тупого угла
в о б л а с т и , гд е параметры
еще не изменились. С л едо вател ьн о , изменение парам етров в о зд у х а в
сверхзвуковом потоке происходит скачком по линии 0 3 , п ричем Уг<У,,р^>!>,
Прямым скачком уплотнения н азы в ается ударная в о л н а , фронт
которой с о с т а в л я е т прямой
угол с вектором скорости
набегающего
потока (р и с . 1 4 ).
Косым скачком уплотне­
ф р о н т прямого
ния называют такой с к а ч е к ,
скачка.
фронт к о торо го о б р а зу е т
с
к
вектором скорости набегающе­
Чй
^ - I N/г
го потока острый у го л.
Прнмок скачек
обычно
'отодвинут (о т с о е д и н е н ) от т е ­
%
л а . Косой скачек может быть
Р и с . 14. Скачки уплотнения
отсоединенным и присоединен­
(для современных самолетов
= 0 ,8 - 0 ,9).
Волновое сопротивление св я за­
но со скачками уплотнения. Преодо­
лен ие ео лн ов ого сопротивления
(звукового барьера) происходит за
с ч е т тяги двигателя и
изменения
внешних форм летательных аппаратов.
Г л а в а
2.
ОСНОВЫ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА
§ I . Летные характеристики самолета
У р а в н е н и я
д в и ж е н и я
В полете на самолет действуют: сила тяжести G , направлен­
ная вн из; подъемная сила Y » лобовое сопротивление X и боковая
сила г , направленные вдоль соответствующих осей скоростной сис­
темы координат; сила тяги двигателей Р , которая направлена по
оси двигателя (р и с . 1 6 ).
Под действием этих сил само­
лет моиет осуществлять в прост­
ранстве движение, которое опи­
сывается системой дифференциаль­
ных уравнений.
Все движение мы представим
в виде движения центра тяжести
(г^нгра м асс) самолета и враще­
ния его вокруг центра м асс. При
расчете летных характеристик
ным. Для получения ко со го ск ачк а носок т е л а (к р ы ла, фюзеляжа)
должен быть заостренным.
Для прямого скачка
Для косого скачка
равление ка угол !>.
V, V, =■ <Ап ■
VTt = VTt
и в е к т о р скорости и зм еняет н ап ­
В любом случае V, < У ,. Для прямого ск ач к а торможение потока
больше и V, < а в с е г д а . Для к о с о го ск ач к а V, мажет быть > и .
Для каждой скорости п олета е с т ь предельный угол v> , к о гд а с к а ­
чек отходит от н о с к а , а ударн ая волна п р е д с т а в л я е т собой прямой
(р и с . 15) с к а ч е к , переходящий в к о с о й . М естная с к о р о с т ь потока
с т ан о в и тся равной ск о р о сти в д у к а . Это и е с т ь число М
к р и ти -
иеотиго^качдГ уплотм ни я
Р и с . 16. Схема сил, д ей ствующих на самолет
самолета сн рассматривается как
материальная точка, масса кото­
рой равна м ассе самолета. Для совершения полета по различным
траекториям необходимо изменять равнодействующую аэродинамических
сил и силу тяги мВигэтелеЗ.
в общем случае уравнения движения центра масс на оси координат
В -2В 4.
21
20
- это C j«!ia проекций в с е х сил на каждую о с ь :
' n ( f f i + c ^ V t -coE V y ) ~ l X i
т ( ф
^ сиЛ ~
т ф
^
х Чг
Vx ,Va, Уг
гд е
н аиболее возможная п е р е гр у зк а на данном самолете
Чттс . „ - V
П у т а х ---- £— >
>
а>^х У 1 1 ,
~ проекции векто р а скорости на оси выбранной
си стем а ко о р д и н ат;
V
п
>о ь^/пах
п
сох ,со ^,о )г - проекции угловой скорости вращения осей выб­
ранной подвикной системы к о о р д и н ат, относи­
т е ль но неподвижных (земны х) осей на подвижные
оси.
^
С
2
-
подъемная сила в гори зон тал ьн ом -полете;
\Г
i т ах~
п
fiV ffia x
J ’
Откуда
_ / Утах
У™*
\Vmin)'
Т еоретически можно получить п ^ тах = 4 0 -5 0 , но прочность с а ­
м о л ета, ф изиологические возможности л е т ч и к а , условия работы дви­
г а т е л я я оборудования ограничиваю т величину поперечной п ер егр у з­
ки.
П е р е г р у з к и ,
на
с а м о л е т
д е й с т в у ю щ и е
Отношение равнодействующей всех внешних с и л , приложенных к
самолету (кроме силы тяж ести) к весу с а м о л е т а , н а зы в а е т с я п ер е­
грузкой
R
где
- равнодействующая аэродинам ических сил и силы тяги
д в и га т е л е й .
Величина и направление л ек то р а п ер егр у зк и определяю тся
проекциями на оси координат и их геометрическим сложением:
пх - продольная п е р е г р у зк а ,
его
Пу_ - поперечная п е р е г р у зк а ,
п
- боковая п е р е гр у зк а :
//? /=
.
Из проекций сил на соответствую щ ие оси получим:
' Т 1 Г - ’ пг - - § - >
где
/г
- во зн и к ает при р азго н е или торможении сам о л ета
(у ск о р ен и е вдоль т р а е к т о р и и );
Пу - в о зн и к ает при наличии ц ентрострем и тельного у ск о р е­
н ия, т . е . в криволинейном п о лете в верти кальной
п л о ск о сти , а г а п е р е гр у зк а может д о с т и г а т ь больших
значений и я в л я е т с я о сн овн ой.
22
Л е т н ы е
х а р а к т е р и с т и к и
и
а э р о д и н а м и ч е с к и й
р а с ч е т
с а м о л е т а
Р эдач а аэродинамического р асч ета - это определение основных
летных х ар ак тер и сти к сам олета в зависим ости от действующих на с а ­
молет внешних сил (р и с . 1 7 ).
значительную ч ас ть аэро­
динамического р а с ч е та с о с т а в ­
л яет определение основных р е ­
жимов установивш егося п оле­
та - го р и зо н тал ьн ого п о л е т а ,
подъема и снижения сам о л ета..
Во всех случаях считаю т,
что полет происходит без
скольж ения. Уравнения движе­
ния запишем в в и д е :
X* G s i n в
-
Р и с . 17.
Силы, действующие
на самолет
Р cos f x * '■Г,?*'},
V'- Р s i n ( ОС -I- if g g ) = G c o : id .
где
в - у г о л п одъем а, ос
- уго л а т а к и ,
у # - у го л устан овк и
двигателя.
В зависи м ости от т о г о , какая характеристика д в и га т е л я вв е­
дена в р а сч ет , существует несколько методов
аэродинамического
р а сч ет а : метод т я г , метод мощностей, оборотов и т .д .
Для расчета летных характеристик самолетов с турбореактивны­
ми двигателями чаще в сего применяют аэродинамический расчет
по
23
методу т я г , предложенный Н.Е. Жуковским.
Исходные данные для р а с ч е т а - э т о весовые х арак теристи к и с а ­
м о л ет а , поляры самолета для всех чисел р
и х ар ак теристи к и дви­
гательной у с т ан о в к и , т . е . зависимости
РтЧ'^.Н)
и Ое = f ( V , H ) По упрощенному методу т я г скорость самолета по траектории
принимается равной скорости г оризон тального п о л е т а , а сила
тяги
д в и гат ел я с ч и т а е т с я направленной по вектору с к о р о с т и , т . е .
Ps: п •« - lf d S ) « О и Р cos ( а - </м )~ [>,
у„„э
Vгп >
—
тогда.п олучим уравнения установившегося прямолинейного полета
верти кальной п лос к о сти :
X г С-S ' '( О = Р
и
в
'max
4 4
} ' « & C O S0 .
Р и с . 1 8 . Режимы полета на диаграм­
ме потребных и располагаемых; тяг
»
Д и а п а з о н
с к о р о с т е й
г о р и з о н т а л ь н о г о
п о л е т а
п
=
n m in
При установившемся горизонтальном полете У“ И/, Р - Х
/1 Р
PVP
развернутом виде С и — — s = P \ Р ^ С г Р ~ — < ,
о
х.
р
или в
Р
- минимальная погребная тяга на максимальном качестве
К m ax
Скорость полета на этом режиме называется наивыгоднейшей; '
Vmcn ~ минимальная скорость, определяется касательной к кривой
Рп 1
,у
а т я га потребная для горизон тального полета с данной скоростью
расстояние от
Pn
Чт1п
ПЬ
Учитывая, что А’—
/>
men д0Г!
’ П0ЛУЧУЛ1
\[ти
Скорость, потребная для го ризо н тал ьно го полета
оси V ;
Vmcn до Vmax - называется диапазоном скоростей;
- допустимая скорость из условия управляемости и устойчивости самолета;
с подъемом на высоту увеличивается, а Vm<rz уменьшается,
гая как
VmLn. ~ У j ) у С у 4 х
Л Р
З а д а в а я с ь значениями скорости полета (числами М ) , опреде ля.от по поляре Су и с х * X =
и н ахо дят для каждой
скорости
Рп .
Такой р а с ч е т производится для в се х высот п о лета и
затем
строят зависимость Рп = / ( у , Н ) . На э т о т же график в координатах Р , / наносят зн ачен и я располагаемой т я г и д в и г а т е л я от скорости
и высоты полета P p ^ f ( v . H ) , получая диаграмму потребных и р а с п о лагаемкх т я г ( р и с . 1 8 ) ;
Yw x - скорость на данной вы соте, определится в точке п ер есеч е­
ния графиков Рп ^ / ( V ) и Рр = / ( V) i
,
-
U Нй ^ maJC
Vmcn. - УЮа х )
избыток ТЯ ГИ .
С к о р о п о д ъ е м н о с т ь
п о т о л о к
с а м о л е т а
•и
Установившимся подъемом называют равномерное прямолинейное
движение самолета вверх по наклонной траектории под углом в
(р и с . 1 9 ) к линии горизонта. Уравнения движения имеют вид
X * O Sin в ~ Рпад
Y^GcoSO.
7 -2 9 4 I
t
25
Из треугольника скоростей сл е­
дует ^ = у sin в ;
=
Pnog‘ PP ■
При V-Vnod сипа Х=Рттр (р и с . 1 9 ),
тогда
Рис.
19 .
Силы, действующие
при подъеме
<• '
а
Р р ~ Pf)
Send** - а
&Р
=—
’
где л Р - избыток тяги
на
данной скорости полета
(с м .
рис. 1 8 ).
Следовательно, при у с т а новившеыся подъеме скорость
вертикальная
у-У & Р
7 — е— ’
Построив зависимость V&P = f ( V ) можно найти
скорость полета на данной высоте.
максимальную
При Vpmax - наибольшая скороподъемность сам олета, которая
зависит от высоты полета и уменьшается с подъемом на в ы с о т у , так
как &Р уменьшается.
Высота пол ета, на которой Vymax= 0 называется теоретическим
потолком. Время .подъема на этот потолок велико, а потому
ввели
понятие практический потолок, когда V^maj. = 5 ■
Современные самолеты обладают большим запасом
кинетической
энергии, которую они могут использовать для набора высоты.
Для
этого самолет разгоняют вблизи потолка по гор и зон ту, а затем с а ­
молет совершает восходящий маневр. Такой маневр назы вается дина­
мическим, а высота полученная при этом называется
динамическим
потолком. Прирост высоты при этом можно определить, когда & Р = 0
Д ff =
Vs
- чг
нач у кон
Zg.
График времени
а время
С н и ж е н и е
Установившимся снихением называется прямолинейное равномер­
ное движение самолета вниз по наклонной траектории. Угол наклона
траектории в
- отрицателен. Уравнения движенйя (р и с . 2 0 ) при
снижении Х = Р + P siri в и Y = G c o s 9
Снижение самолета с Pdg = 0 называет
ся планированием.
При планирова­
нии: X —G-sin вал , Г - Geos впл •
Скорость план и р ов ан и я "!^ =
при
~,
(r = RИз рассмотрения сил
получим,
что
Р и с . 2 0 . Силы, дейст'
вующие при снижении
Дальностью планирования 1ПЛ
называется п уть, пройденный само­
летом по горизонтали от начала до конца планирования:
^ЛЛ ~
/
V
UJtU ^лл = Н-Н ■
¥Д а л ь н о с
I ь
п р о д о л ж и т е л ь н о
и
с т ь
п о л е т а
Дальностью п о лета сам ол ета н азы вается р ассто я н и е по горизон ­
т а л и , к о то р о е сам олет может п ролететь при израсходовани й опреде­
л енн ого за п а с а т о п л и в а. Д альность склады вается из у частк ов набора
высоты, к р е й се р ск о го п олета и снижения: L = LHaf +- L Kp L CH.
П родолж ительность п о лета зав и си т от р асх о д а топ ли ва з а I час
п о л е та .
Д альность п о л ета зав и си т от километрового р асх о д а топлива
д в и гател ем Т ех н и ческая продолжительность Г =
.
гЧ
Т ехнической дальностью полета называется п уть, проходимый
самолетом до полного выгорания топлива в безв етри е и в одной вер­
ти кальн ой п л о ск о сти ,
подъема на высоту называется барограммой подъема,
время подъема на теоретический потолок стремитоя к бесконеч­
ности.
/ =
рас П
L~
ь
Практическая дальность - это путь проходимый самолетом при
т ех же усл ови я х, но при сохранении аэронавигационного зап аса
топлива (7-10% заправки).
27
26
Радиус д ей стви я - наибольш ее р а с с т о я н и е , к оторое может про­
л е т е т ь сам олет б е з посадки при условии возвращ ения н а аэродром
вы лета.
П родолж ительность п о лета - эт о вр ем я, которое сам олет может
находи тся в в о зд у х е .
Вес расходуем ого топлива
Р ассм атр и вая р а зб е г
числить' длину р а зб е г а
/
V отр
раз<)
а
где
как равноускоренное движение, можно вы­
’
C JX
jpc - ускорение при р а з б е г е ,
= f [i t - У V ty jJ ’
= 0 , 3 - 0 , 4 - коэффициент тр ен ья колес для б ето н а.
Для уменьшения длины р а зб е г а применяют форсаж д в и г а т е л я , ус­
к о р и тел и , отклонение струи д в и гател я вниз и т . д .
,
Длина го р и зон тал ьн ого участка подъема с разгоном до
высоты
f f -я j o м . может быть -енредеяена
f-
^ г .р а с п ~ &т ~ л &r.HaiT ~ A tmT. сн ~ & г р. з ~ A Gr . а з р ,
где
- заправляемый за п а с топ ли ва;
л GrHOtf , а &т. сн , А &г.р з , й &т.аэр
- вес топлива н а н аб о р , с н и .ж е н и е , работу дви гател ей
на зем ле и -аэронавигацион­
ный з а п а с .
В з л е т и о
п о с а д о ч н ы е
х а р а к т е р и . с т и к и
В злетно-посадочны е х ар актер и сти ки сам о л ета определяют по­
требные размеры взлетн о -п о сад о чн ы х п олос, и сл е д о в а те л ь н о с то и ­
м ость с т р о и т е л ь с т в а аэродром ов. Уменьшение посадочной скорости
повышает б езо п а с н о ст ь п о л е то в .
В з л е т . Р ассто ян и е по го р и зо н т а л и , проходимое самолетом от
н ач ал а р а з б е г а до конца в з л е т а , н азы вается в зл етн о й ди стан ц и ей .
Она склады вается и з у час тк о в р а з б е г а , выдерживания и набора вы­
соты Н = 10 м . Самолет с большой тяговооруж енносты о у ч а с т к а вы­
держивания не и м е е т .
В момент отрыва ск о р о сть
д
где
- средний угол подъема сам о л ета;
V - ск о р о сть в конце участк а набора высоты.
П осадка. Р асстояни е по го р и зо н тал и , проходимое самолетом от
высоты н ад аэродромом н = 10 и до полной остан овки сам ол ета н а­
зы в а е т с я посадочной ди станцией. Она склады вается из участк ов п ла­
н ир о ван и я, вы равни ван и я, выдерживания, пробега
Р ПОС — РПО! h
.
/
Sb'P § K nj
П у-1
- У часток выдерживания - это горизонтальны й полет на малой вы­
с о т е , в п ро ц ессе к оторого скорость сам олета уменьшается с Vnj,
ДО
^ 7 ОС *
Чп о с = 0 ,9 5
V
= /
'2G
'
omp SA S C fonp
/
Ч ы !*
гд е
Ру
Р ощ дтр 0 - - % - ) ’
- в ер ти к ал ь н ая составляющ ая силы т я г и .
Наличие верти кальной т я г и уменьшает ск о р о с т ь отры ва, а при­
менение механизации крыла еще уменьшает Vom p , т а к к ак у вели ч и ва­
ется
отр •
28
JCp O!Lyn0C
*
Длина у ч а с т к а выдерживания
В момент отрыва си ла т я ги не г о р и зо н т а л ь н а, поэтому
e - u einp+Pf , ^ Ч
^ P b ld * P p p o tf '
Длина планирования зав и си т от к а ч е с т в а К .
Длина у ч а с тк а выравнивания зав и си т от скорости в н ачал е
у ч а с тк а VnJt , к а ч е с т в а Кпл и техники пилотирования
( Vnл ~ У РОС )
—
А
----------Длину п р о бега сокращают используя в с е доступные с р е д с т в а :
торм оза к о л е с , тормозные парашюты, р ев ер с т я ги и т . д .
ьn p o f
где
ьл
’
v
j cp -С р е д н я я величина ускорения торможения,
JCp = ~ f
Fmp ~ ( G - y ) f .
8 -2 0 4 7
29
n
rг тр -
суммарное сопротивление всех тормозящих эл ем ен то в .
к р и в о л и н е й н ы й
п о л е т
в
г о р и з о н т а л ь н о й
п л о с к о с т и
§ 2 . М аневренность сам олета
Криволинейный полет в горизон тальной плоскости н азы в ается
виражом. При установивш емся вираже - скорость п о л е т а , угол крена
и угол скольжения не меняю тся. Вираж, выполняемый без екольж ения н а зы в ае т ся правильным.
Уравнения движения (р и с . 22)
й а н е в р е н н о с т ь ю
с а м о л е т а
н а зы в а е т с я
е го способн ость за определенное время изм енять с к о р о с т ь , н ап р а в ­
ление и высоту п о л е т а .
я.
К наиболее распространенным маневрам в в ерти кальной
п лос­
кости о тн о с я т с я :
горка --м а н е в р , имеющий целью- быстрое изменение высоты по­
лета;
Р = Х ; ycosf^Cr, ysLnf=dPL.-l
п
пикирование - снижение сам олета по сильно наклонной к го р и ­
зонту траек то р и и . Уравнения движения на
прямолинейном у ч а с тк е
пикирования; y = G c o s & ; т ^ —Р ^G sin& ~ Х ;
петля Н естерова - сложный маневр в виде п етл и .
- У
V‘
cos j
’
Г
2G
Sup ‘
vp C y S c o s r
Р и с . 2 2 . Силы',
действующие при
вираже сам ол ета
- § 3 . У стойчивость и управляемость самолета
Rg - р а д и у с В ираж а .
р и в о л и н е й н ы й
в е р т и к а л ь н о й
п о л е т
п л - о с к о с т и
Возможность сохранения заданн ого режима п олета или е г о
менения х а р а к т е р и зу е т у с т о й ч и в о с т ь
и
у п р а
л я е м о с т ь
сам о л ета.
Самолет рассматриваю т как систему материальных т о ч е к ,
учитывают не только движение его центра м а с с , но и вращение
Уравнения движения сам олета имеют вид (р и с . 21)
m dV
d i—~
G- sin. 9 ;
dО
rr> y~JJ= У -G-cos в .
У ч и т ы в а я ,.ч т о т •
■получим:
Р- Х _ d V /
- + si а <
У
dt Q
и
mv*‘>
Р и с . 2 1 . Силы, действующие на
сам олет в криволинейном п о лете
S3
V
v
dг .e
„
у 7
г
+ Г05в~ с - ’
ила
о Ж
1
пЛ ~ у
*■c o s B -
х
dt f
«;п й .
" SL'1 0 ’
у
а
9
’
и з­
в ­
т .е ,
от­
н осительно центра м асс.
Для. сохранения или изменения заданн ого режима полета необ ходимо иметь возможность изм енять действующие на самолет внешние
силы.
В больш инстве сл учаев изменение внешних сил тр ебует изм ене­
нии у гл о в о го положения сам олета в п ростр ан стве (у г л а атаки х ,
у г л а скольжения
0
и у г л а крена у- ) .
:
Для п оворота сам олета к нему прикладывают управляющие мо­
менты о тн осительн о центра м а с с . Эти моменты создаю тся при откло­
нении рулевых п о вер х н о стей . Рулевые поверхности служат и для с т а ­
билизации с а м о л е т а : элероны - относительно связан н ой с самолетом
оси ОХ^ руль высоты - относительно оси OZ, ; руль направления о тн осительн о оси
ор1.
31
Б а л а н с и р о в к а
с а м о л е т а
В установивш емся прямолинейном п олете сам олет обычно сбал ан ­
си р о в ан , т . е . сумма сил и мом ентов; приложенных к нем у, равна ну­
лю. Рассмотрим следующие условия балансировки сам олета
относи­
тельно о сей :
продольная балан си ровка о б е с п е ч и в ае т ся горизонтальны м о п ере­
нием , к о гд а Z
=О ■
Условие балансировки имеет вид
^ afro + ^'г го = О ’
гд е
- продольный момент сам олета б ез го р и зо н тал ьн о го
оп ер ен и я;
Mir0
~ продольный момент го р и зо н тал ьн о го о п ерени я;
п оперечная балан си ровка о б е сп еч и в ается элер о н ам и , когда
%МХ - ОУсловия б ал а н с и р о в к и .м А е н то в п равого и л ево го полукры ла:
Мхтав = М х л е а ;
п у тев ая балан си ровка обеспечиваем ся вертикальным оперением
(килем и рулем п о в о р о т а ), к о гд а Z Му = О ■
Силы, вызывающие нарушение устан ови вш егося п о л е т а , называют­
с я возмущающими, а движение сам олета после их в о зд е й с т в и я - воз
мущенным.
х
У с т о й ч и в о с т ь
Устойчивостью движения сам о л е т а по какому-либо параметру
э т о г о движения называют сп особн ость его в озвращ аться к неходкой
зел ач и н е э т о го п араметра без в а е н а т е л ь с т в а л е т ч и к а . К параметрам
движения о т н о с я т с я : ск о р о с т ь полета
V , у го л атаки
я
и
скольжения f i , проекции в е к т о р а угловой скор ости вращения с а ­
молета ка оси координат а)х , со#. , сог
В установившемся прямолинейном полете <уЛ„ - йлU,. •=«•,» - j ,
у г о л крена
j- и уго л скольжения
^
тоже розны нулю,
в е т е л ь н о , установившийся прямолинейный полет хо.,акте-„п,,о;-но
Ростью
V , углом атаки .of
и углом т а н г а * а
р
возмущенное движение самолете можно о х а р а к т е р и з о в а т ь г у г ­
нением зо времени величин возмущений скор ости а V
, у тл а т т к к
лоб
и у г л а тангаж а л 9 .
Свойство с а м о л е т а с о з д а в а т ь при нарушении равновесия с т а б и ­
лизирующие моменты, возвращающие его к первоначальному режиму,
н а зы в а е т с я ст а т и ч е с к о й устойчивостью .
32
'Воли при отклонении от исходного режима не в о зн и к ает
билизирующих или дестабилизирующих моментов, такой самолет
в а е т с я стати ч еск и нейтральным.
ста­
назы­
У п р а в л я е м о с т ь
Управляемостью сам олета называют его сп особн ость быстро
изм ен ять режим п о лета при отклонении органов у п равл ен и я.
"Ходит з а ручкой" - т а к образно говорят о хорошей у п равл яе­
мости сам олетом .
У правляемость х ар ак т ер и зу ется потребными углами отклонения
рулей и необходимыми усилиями на командных ры чагах у п равл ен и я. Уп­
р авляем о сть с а м о л ета тоже дел ят на продольную и боковую (п о п ер еч ­
ную и п у теву ю ). Для создания продольного момента служит руль высо­
ты; для п у тево го - руль направления и для поперечного - элероны .
При отклонении руля высоты н а угол (fg у в ели ч и вается угол атак и
в с е г о оп ерени я:
A (Xrg-~/i
п
где
;
- коэффициент эффективности р у л я , который зав и си т от
■отношения площади руля к площади оперения.
П р о д о л ь н а я
у с т о й ч и в о с т ь
Продольная у стой чи вость - это способность сам олета сохранять
продольное р ав н о в еси е. Если самолет без вмеш ательства
летчика
во звр ащ ается к исходному углу атак и или исходной скорости п о л ет а,
то с ч и т а е т с я , что он обладает стати ческой устойчивостью по п ере­
гр у зк е или с тати ч еск о й устойчивостью по скорости.
Ц е н т р о в к а
С р е д н е й
а э р о д и н а м и ч е с к о й
х о р д о й
(САХ) крыла произвольной формы в плане называют хорду прямоуголь­
ного к р ы л а, имеющего ту же площадь S
и приблизительно те же моментные характеристики.
Для трапециевидны х крыльев величину и положение САХ
9 -2 9 4 (
33
невращающегося с а м о л е т а , зависящ его только от V и л
и из
демпфирующего м ом ента, возникающего только при вращении сам о л ета:
У
Мг = Мг0 + Mzoc + М? > ,
где
Ц Т.
или в безразм ерны х коэффициентах.
зд ес ь
Рис.
23.
Определение положения центра
масс
(р и с . 23) определяют по формулам:
К = —
3
Л _
"а
^
\
{ '
'7 ^ 2 ' ’
1
J
J
j
L
l
■*а =
,-И П
где
,га - р ассто ян и е от н ачала САХ до н ачал а корневой хорды ;
jl0 - угол стрелови дн ости по передней кром ке;
$а -
САХ.
Ц е н т р о в к о й
сам о л ета н азы вается определение коорди­
наты его центра тяж ести , относительно н о ска средн ей аэродинами­
ческой хорды выраженное в процентах CRX Д'7’
‘Гр ~Х'а.
i-i'i
оа
где
иа
2
’
х т - координата центра масс в зад анн ой систем е ко о р д и н ат;
х'
- координата носка САХ в заданн ой системе к о о р ди н ат;
у-
- в ес г р у за или а г р е г а т а ;
- координата г р у за или а г р е г а т а .
Для определения центровки обычно с о с т а в л я е т с я ц ентровочн ая
в ед о м о сть , от точности и подробности которой зав и си т то чн о сть оп­
ределен и я координаты центра т я ж е с т и .
Продольная с т а т и ч е с к а я у с т о й ч и в о с т ь , при возмущенном
про­
дольном двикении сам олета мокно с ч и т а т ь , что момент т а н г а к а (п р о ­
дольный момент) сам олета ск л ады вается из двух ч а с т е й : из момента
момент тангаж а при ос=&=0
М,
т.
'г ^
. дт,
19<£
"т' г* (Г,
сР
т г -
дт г
ЗУ
- частные производные, зави си т от
форм сам о л ет а, положения ц е н т а
масс и скорости п о л ета.
Граф ическая зависи м ость т2 =f (а. и У£ ) я в л я е т с я линейной на
небольших углах а т а к и . Наклон прямых оп редел яется значением ч а с т ­
ной производной т \ , а расстоян и е между ними - значением ч а с т ­
ной производной rrjg . Б точках п ересечен ия с осью момент тангаж а
равен нулю, что с о о т в е т с т в у е т балан си ровке.
Для получения стати ческ ой продольной устойчивости необходи­
м о, чтобы т г < О ■
пользую тся
Для оценки продольной стати ческ ой устойчивости
производной г п £ -степ ен ью продольной стати ч еск о й устойчивости
т : =т
ос Э(К
/772
дс.У
Фокусом профиля крыла н азы вается точка на его х о р д е, относи­
тельно которой продольный момент аэродинамических
сил сох­
ран яет постоянное зн ачен и е при изменении угла а т а к и .
Пусть при осг полу­
чили у 1 (р и с . 2 4 ) и мо­
мент относительно точки
F . Если угол а т а к и стал
огг , то подъемная сила
в о з р а с т е т до у г ,
но
плечо е е относительно точ­
ки р
уменьшится и п ере­
Определение фокуса
Р и с . 24.
м ести тся в ц .д 2 .
Тогда
профиля крыла
силу уг мокно п р ед став и ть
как у
в ц .д I и л У" в точк
п р о ф и л я
- э т о точка в к о Таким образом , ф о к у с
торой приложены дополнительные аэродинамические силы, возникающие
34
35
при изменении у гла а т а к и .
Фокус самолета - э т о точка приложения равнодействующей
до­
полнительных4 подъемных сил ( й У крыла V, й У г 0 ) . отн осительн о к о т о ­
рой продольный момент с а м о л е т а н е и з м е н я е т с я при и з м е н е н и и у гл а
а т а к и of в диапазоне летных у г л о в . Если фокус самолета располо­
жен п о з а д и ц е н т р а м а с с , то с а м о л е т у с т о й ч и в , т а к к а к момент силы
Лп
относительно ц ентра т я ж е с т и демпфирует (.стзи и лизует) с а м о ­
л е т , а момент M z
- пикирующий.
Необходимо, чтобы центр масс был в с е г д а впереди ф окуса.Е сли
п ер енести подъемную силу У в фокус (р и с . 25 ) самолета и прило­
жить момент эт о й сипы о тн осител ь­
но фокуса, то
Мг = М г
-У (Х „ -Х т)
г г & -Х г - Ъ
Y
ХГ ~ ' Т ~ '
Р и с . 25 .
Определение т ‘"
Велищ4
Су
. гдеХ г - ^ Х d
получим:
а
-
018ПеНЙ прод:)ЛЬной
я*г с а м
Г д е
^
^ гпг*р
ста­
*
S од Q.
При вращении сам олета воздух оказы вает сопротивление враще­
нию, т . е . в о зн и к а е т демпфирующий момент тан гаж а. Величина демпфи­
рующего момента тангаж а пропорциональна угловой скорости
д М г < Н ) = /%" ал, •
^
или сог = &-V V
оа
.К роме го р и зо н тал ьн о го оп ер ен и я, демпфирующий момент
крыле и фюзеляж
СО*
~ Г^гго * ^
&£ '
вффз
Б оковая у с т о й ч и в о ст ь. Боковая устой чи вость - этогсп о со б н о сть
сам олета со х р ан ять исходный режим п олета или в озвращ аться к н е­
му после д ей ств и я возмущений параметров бокового д в и ж е н и я у г л а
скольжения g , у гл а крена у~ , угловых скоростей вращения само­
М
у
, так
как
П утевая с т а т и ч е с к а я усто й ч и во сть. С татич еская устой чи вость
пути - э т о сп особн ость сам олета с о зд а в а т ь стабилизирующий момент
при возникновении скольжения.
Б о к овая с и л а , возникающая на вертикальном оперении,
стрем ит­
ся п о стави ть
сам олет по п о то к у , поэтому устой чи вость пути часто
у
называют флюгерной устойчивостью :
M
yg o ccm
=
М
у во
ф
M
y jc g .tp
_ М у м ер
>
Му ВО / М у х £.9 , М инр~ стабилизирующие моменты, создаваемы е
г де
вертикальным оперением, хвостовой
частью фюзеляжа и стабилизирующий мо­
мент носовой части фюзеляжа.
Коэффициент момента рыскания невращающегося сам олета в ди а­
п азо н е летных у гл о в я в л я е т с я линейной функцией у г л а скольжения и
угла отклонения р уля н аправлени я:
=
т у
& н
■
Частная производная ту =
называется степенью устойчи­
вости пути
~ = ~ “а
Б езразм ерн ая .у гл------о в а я ск
сог
----оГр о сть —
i
7/
г
*■ М **йг >
ф
горизон­
/Г}г г 0 ’
’
л
т г - гпгд -с mice ф m ^c? ф п ц 1 со2 .
М
тической устойчивости равна расстоянию между центром масс и фоку­
сом с а м о л е т а . П оэтому задним положением ц . т с а м о л е т а в любых в а ­
риантах з а г р у з к и я в л я е т с я фокус самолета - предельно допустимая
за д н я я центровка.
У самолета наибольший демпфирующий момент с о зд а е т
тальное оперение:
Мг ==Mio г Мг
л ета сох и со у .
Момент кр ен а Мх св язан с моментом рыскания
появление вращения в с е г д а вызы вает скольж ение.
или
, Х-Г-Хт
Продифференцировав по
П роизводная
- в с е г д а о тр и ц ат ел ьн а, т ак к ак момент и
у гл о в ая ск о р о сть вращения в с е г д а противоположны. Демпфирующий мо­
мент только торм озит и не может изменить вращение. Изменить в р а­
щение может то л ько стабилизирующий момент тан гаж а.
Т огда общее уравнение момента тангаж а
£•},
* Юг*р •
создают
ту < О
- устойчивый самолет;
rrfy = О
- нейтральный.
При вращении самолета возникают демпфирующие моменты
рыска-
1 /2 1 0 -2 9 4 »
37
36
ния и к р е н а , причем момент рыскания в о зн и к ает еще не только
при
вращении в о кр у г оси OY, , но и при вращении в о к р у г ОХ, , т а к к ак
меняются подъемные силы полукрыльев и их лобовые соп ротивлени я.
Величина м о Л н т а рыскания пропорциональна угловым
ск о р о с­
При отклонении элер^ о в о зн и крен а ,
к а е т управляющий • момент
пропорциональный углу их о тк л он еяия^ г ,
в
тям :
общем ЕИде момент крена
Р
&зл
СОи
,
т х ^ m x fi+ т х Оэл
т'■X
Т
*
Р и с . 2 6 . Скольжение
стреловидного крыла
7
мл и
= Ё * Х - М..
m t = n z t (° 9 '
дсоУ
/У
/* „ -4 ^
и
Производные Му
т у*
QJjZ
ту
тГ
дш х
и ту* - называю тся вращательными;
§ Д. Уменьшение усилий на командных
- х а р а к т е р и зу е т п у тево е демпфирование;
рычагах .управления
- х а р а к т е р и зу е т дополнительную величину момента р ы скания при вращении относительно оси ОХ, ;
. *
JS „
mjf~ т$-Р * т$
О с н о в
Cl)y ■
с л у ч а и
Моменты аэродинамических с и л , действующих на рулевые поверх­
ности отн осительн о осей их в р а д е н и я ^ а з ы в а к т с я шарнирными (р ае . 2 ? )
~ УрЧ >
a - плечо силы
У
-7»
j-
- н азы в а е тс я сте п е н ью поперечной с т ати ч еск о й
устой чи во сти .
Ур
относи-
тельно оси вращ ения.
В общем виде Мш зависит
£р
от
$/Ь$р > У ' Мш = Mu SpSpip .
Р и с . 2 7 . Шарнирный момент
РУЛЯ
,
—
р а с ч е т н ы е
мх ,
к а н и е н е с и м м е т р и ч н о , то п о я в и т с я
Эт jr
si ы с
tUu
Поперечная с т а т и ч е с к а я у с т о й ч и в о с т ь . Это сп особн ость само­
л е т а автом атически у стр ан ять возникающий малый к р е н . Момент к р е ­
на Мх в о зн и к а ет при несимметричном
обтекании сам олета набегаю ­
щим потоком (порыв в е т р а , скольж ение, Еращение, отклонение
уп­
р а в л е н и я ). Если сам олет накрен и лся на угол у , то
составляющ ая
( с ь .р и с .2 2 ) с и л а
Уг з а с т а в и т с а:.; о л е т ' с к о л ь з и т ь , и т а к к а к о б т е ­
р
тх
тх сол
Для рулей высоты
коэф­
фициент шарнирного момента гпш
Р
При тх < 0 - сам олет у сто й ч и в, а при
а
мх = О
m u/s =- C fiJ iXrg i
- н ей тр а л е н .
/7С ;в= М ш . ■
где
Поэтому крылу придают V - о б р а зн о ст ь . У опущенного крыла угол
атак и ос, > к 2 , У, > Уг
и крен будет у с т р а н я т ь с я . У стреловидных
крыльев восстанавливающий м о м ен т’еще больш е, так к ак норм альная
составляющ ая скорости (р и с . 2 6 ) Vn f - Vcos (/„ -р )
больше
П ) £ ffg ,
п& -
e
- угол ск ос а п о т о к а ;
fr
- угол установки го .
,
CL
<Kr - o ( - e - f r o ;
нор­
мальной составляющей у д р у г о г о полукрыла Va z =Vcos(jc + р)и У,> Уг ■
Поэтому крыльям с большой стреловидностью придают н у лев у ю -К о б р а з н о с т ь или .Аа к е о т р и ц а т е л ь н у ю ( f g - стр е л о в и д н о сть передней
к р о м к и ).
Для руля направлени я
^
сПщн X +- ч )ш $н ,
luh
д л я элеронов
~ СЧцгз Ч- *■ 47ш <fj
Момент крена пропорционален угловой скорости вращ ения;
тх
58
) = т “х сох
fa ff) - г г ф щ .
1 1 -2 И 4 (
39
Величина шарнирного момента о п ределяет величину усилий, н е­
обходимых для отклонения р у л я . С увеличением разм еров сам о л ета и
ско р о сти п олета величины шарнирных моментов в о зр а с т а ю т .
Основным средством уменьшения шарнирного момента я в л я е т с я
аэродинам ическая компенсация ( р и с . 2 6 ) :
а - о с ев ая компенсация;
О - р о г о в ая компенсация.
3 этом сл у ч ае шарнирный момент
T S771
icb ара
уменьшается з а с ч е т плеча си­
лы у р у л н , з а с ч е т разн ости
аэродинамических сил впереди п
позади оси вращения. Когда
М ш - 0 , то ц . д . лемм." на оси
вращ ения. Если дальше с д в и га т ь
ось вращения то н аступи т п е р е ь
ком пенсация. О тносительная
площадь компенсации
а
З о к -Ф * —
п ерего р о д ка
г
‘> р у л я
.«цели
ж
И
с , 2 8 . Виды аэродинамической
компенсации р.улей
* 1 5 * 2 5 /. ;
в - сервоком пенсация - к о гд а
при отклонении руля сервоком­
п ен с а т о р , связанны й с неподвиж­
ной частью о п ер ен и я, автом ати­
чески о т к л о н я ется в противопо­
ложную с т о р о н у , уменьшая шарнир­
ный момент р у л я ;
г - внутрен няя компенсация - по­
лучила широкое р асп р о стр ан ен и е
у э л е р о н о в . В этом с л у ч ае Мш
уменьшается з а с ч е т р азн о сти
давлений над и под гибкой п ер е­
го р о дк о й . В этом с л у ч а е ось
можно р асп о л ага т ь у н оска э л е р о н а .
Для уменьшения н агр у зк и на ручку и педали у п р авл ен и я , для
облегчения уп равлен ия полетом на длительных режимах п о л е т а с, от­
клоненным рулем (п ри изменении ц ен тр о вки , о т к а з е бокового д в и га т е ­
ля и т . д . ) применяются т р и м м е р ы
( ^ ) и переставн ы е в по­
л е т е стаб и л и зато р ы . Пилот о тк л о н яет триммер пока Мш руля це
у р ав н о в еси т ся Мш триммера. Т ак сам олет б ал а н с и р у е тс я б е з усилий
на командных р ы ч агах ,
Р а сч е т не. прочное: -.- летательных а п п а р а т ов. При р асч ете ЛА на
прочность учитываются гг <ш:>ие , аэродинамические силы, силы в еса
:: инерционные ..ялы, д е 4отв.,.-дне при эволюциях в в оздухе и на по­
садке.
Р а с ч е т на прочность о сущ ествл яется на разрушающие напряжения
по расчетной схеме с учето,.; , оты ь.онстру еций на п е е х к о о е ь , на
аэродинамический н а г р е в . Способ определение расчетных усилий
и
соответствующих п ер егр у зо к г различных сл .ч а я х нагруж ения опреде­
л я е т с я для авиационных коь-трукцик нормами прочности.
Нормы прочности и осп :.'Вные расчетные случаи. Нормы прочнос­
ти являются узаконенным с е .:дом требований к прочности и ж есткости
конструкций летательны х а п п а р а т о в , регламентирующий расч ет ч ис­
пытания на прочность.
По нормам прочности отколоты д ел я тся на три к л а с с а :
А - м аневренны е, Б - ограниченной м аневренности, ь - н ем ан еьр еаные. Каждому к л ассу свойственны слои значения п ерегрузок П /- q
.
Под эксп луатаци он ной перегрузкой нормы прочности
понимают
возможную в процесса экеш . /стации п ер егр у зк у . Отношение расчетной
п ер егр у зк и к эксплуатационно:; - н азы вается коэффициентом б е з о п а с ­
ности jf = ~//— .
Расчетными случаями для сан летов по ■ советским
нормам
т ечности являю тся А, А' , В, С, Д , Д' , Ь«» [-* J •
В случае А полет преисхоцит по криволинейное вогнутой
г ;« е к т о о в я с выходом на угол максимальной положительной подъемной
ослы, поэтому
■'
.*
■^•:UJ-J-
И
,,
J~ ^
'? ^я
б
у
/■
о г/
'j'nux ’ *я
/ 2 Птах ^ .
р Сута
В случае а '
зад ав сл максимальный скоростной напор Цтехто*
соответствующ ий Vmar hi. малых углах а т а к и . Коэффициент б езо п ас­
ности f = 1 , 5 для А .' АЧолучая Й и f t ЯЛя крыле с а м о л е т а ).
В сл у чае
В
полет п р.и сход и т по криволинейной траектории
отклоненными элер он ам и ;
Случай
С
= IПод случаем
/
= 2,
- отвесное пикирование, когда
Д
с
п* = 0 ,5 п,.м х ■
= О
и
у
= 2,
понимаю! криволинейный полет по выпуклой
ад
М
траектории с максимальной отри цательн ой подъемной си ло й .
В этом с л у ч ае п * = п„ин-0 ,5 п т/<с,а / = 1 , 5 .
В сл у ч ае Д1 (п о л е т на отрицательном у г л е атаки],
зн ачен и е ско р о сти р е гл а м ен ти р у ется 0 ,8 ^ макСткс •
Случай Еш - гр у б ая п о са д к а с Уу„алс к о гд а конструкция н а­
груж ается инерционными силами при призем лении.
Для в е р т о л е т а нормируются только сл у чаи А, при этом / 7 ^ ЛС= 3 ,
/ = 2 и Д, к о гд а п 3 = 0 , 5 п „ а/гс и /
= 2.
При п одаче мощности н а р о тор эксплуатационный момент з а д а ­
е т с я с п ер егр у зк о й п 3 = 1 , 5 , а у = 4 .
Максимальная н а гр у зк а н а привязи х а р а к т е р и з у е т с я э к с п л у а т а ­
ционным моментом 0 , 5 от момента р о т о р а , / = 2 .
При падении л опасти на зем ле
п 3м ак = 4 и
у
=2.
Г л а в а
3 . КОНСТРУКЦИЯ АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА
8 I. К р ы л о
Н а з н а ч е н и е
к
к р ы л у
и
т р е б о в а н и я
Основное н азн ач ен и е кры ла - со зд ан и е подъемной силы , п о тр еб ­
ной для осущ ествления п олета сам о л ета и обесп еч ени е поперечной
у сто й ч и в о сти .
К крылу к р е п я т с я : с р е д с т в а управления - элероны , м ехан и заци я,
ч асто главные стойки ш асси, гондолы и д в и г а т е л и , у стан о вк и для
подвески р а к е т , бомб и топливных б а к о в .
Внутренние объемы крыла использую тся для размещения т о п л и в а ,
коммуникаций и о б о р у д о ван и я. В н оске крыла часто у с т а н а в л и в а е т с я
п ротивообледен и тельн ая с и с т е м а .
К крылу предъявляю тся тр еб о в ан и я , вытекающие из его н а зн а ч е ­
ния:
I)
возможно меньшее со п р о ти в л ен и е;
с ) возможно большее зн ач ен и е коэффициента подъемной силы
Су. макс »
ч т° п о зв о л я е т сам олету соверш ать посадку на б е з о п а с ­
ных с к о р о ст я х и л е т а т ь на о’ольших вы со тах ;
42
3)
высокое значение аэродинам ического . з
д «*
,
Уменьшение коз .„ициента лобового соаро.лвл& плг (]г дости­
г а е т с я рациональным выбором внешних форм, то«щ ш ь -.унла.
леньшеаием ш ероховатости п оверхн ости. С„
о остов ..од в За-чи,-! от
Cjc с а м
•
Основными весовыми характеристикам и крыла я гл я н т сн :
1
—
G~
удельный вес
и относительный вес &„р = ^
.
Для крыльев дозвуковых самолетов укр = 2 0 -3 5 к ге /м ^ ;
£
= 0 ,9 - 0 , 1 6 . для крыльев около и сверхзвуковы х сам олетов
= 35 -4 5 к г е /м 2 ;
Gap - 0 ,0 8 - 0 ,1 6 .
П р я м о у г о л ь н о е
к р ы л о
= 0 и ? - Г)
п рим еняется чаще на сам олетах - бипланах, подносных м о н о п л а н а х ..
Оно удобно в п р о и зв о д с т в е . Срыв потока па больших у гл ах а !аки
в о зн и к а е т раньше в средней ч ас ти , поэтому элероны с о х р а н я т эф­
ф ективность.
Н ед о статк и : низкое зн ачен и е критического числа
М , р езк о е
изм енение аэродинам ических х арак тери сти к в тран сзвуковой иоласти.
ббльшее зн ачен и е сх . и больший вес крыла.
П р я м о е
т р а п е ц и е в и д н о е
к р н л о л егч е,
чем п рям о у го л ьн ое, т ак как есть сужение крыла '/ , хорды к корню
увеличиваю тся и строи тельн ая высота у вели ч и в аетсн . пан выгоднейшее
суж ение f = 2 - 2 ,5 при этом
Сутях •
Н ед о статк и : ЭффСктквпибТП ЗЛбронов уменьш аете», вследстви е
сры ва потока на концах крыла, особенно с ростом сужении
/ ' а-~
На около и сверхзвуковы х ско р о стях п олета пол,?чили примене­
ние стреловидны е крылья, которые позволяют " з а т я н у т ь " на. ю ле тол­
кового к р и зи са на крыле МКрит .
С т р е л о в и д н ы е
к р ы л ь я
тог,-':
-с п; нион
стр ел о ви дн о стью , к огд а концевая хорда отнесена .ее .,. . , »> л е т у ,
и обр атн о й , к о гд а концевая хирда вынесена впе[ -л. • ■■■
ьн у в е-‘
лич и вавт М. л в у— ‘
КР
7 * cos Ха
; а з а по c x i s e . i :
• ь. :
пы лом, а
сам олет о и лад аст изицточной поперечно..
;го..Ч 1Х' .:. .-■■ . ;, ч .п :с т а ь л я з т п ..плавать крылу о т р х ц 'ао л ы г, .и V -о ' с.. ... , { .л, не
Нарушать СООТ-пОиОНИЯ ме«ду
,n-;j .-.-чноп г. нут ,.е. , ■ ■. - . л с . ью.
Н едостатки:
несущие х ар актер и сти ки крыла обусловлены не ско ­
ростью п олета V , а е е составляющей Vcosjio* поэтому
умень­
ш ается и Суmg* меньше, так как с н и м е т с я эфф ективность
ср ед ств
механизации и , с л е д о в а т е л ь н о , у ч у д яаю тся'взл етн о -п о сад о чн ы е х а ­
р ак т ер и сти к и ; срыв н а ст у п а е т на концах кр*иа и для предотвращ ения
ран него срыва на крыле с т а в я т п ер е гас : м и (г р е б н и ), чтобы п о гр а ­
де­
ничный слой меньше был подвержен спорости УСк по кры лу, или
лают ступенчатые наплывы "запилы" на к ры ле; большой в е с
.к р ы л а ,
так как размах е го у в ел и ч и в ается.
Т р е у г о л ь н ы е
к р ы л ь я '
применяются ;;у с в е р х з в у ­
ковых сам олетах с / „ * 60р и б о л ее. Треугольные к р ы л ь я (А<3)имеют
ыенывее сопротивление Сх при переходе от дозвуковой к с в е р х зв у ­
ковой скорости к на крейсерских режимах п о л е т а ; прим еняется т о л ­
щина крыла С0 - 2-3% для уменьшения волн о во го соп р о ти вл ен и я; эф­
фективно используемые внутренние, объемы крыла >дают меньший
в ес
конструкции.
D
где
1) распределенны е по поверхности н агр у зк и
мических с и л ;
COS 0
,
Q -a z c t$ (j^ )Погонная воздуш ная н агр у зк а в любом сечении крыла
п
у
f
°cev
-г
'п
2 па
у г
„
.
' - у —c o n s t ■
'/ ч< 3 и _/вч<
(Эти формулы для крыльев с
60 °) ■
п 31 р
Для треугольны х крыльев
где
i
{
^
- размах крыла.
Погонные м ассовке силы конструкций у.кр распределяю тся
se к ак в ес крыла. Ыовно с ч и т а т ь , что в ес крыла р асп р ед ел я ется
разм аху пропорционально хордам
действую т:
^
Рагр = п 0-агр .
Н агрузки от а г р е г а т о в
П о п е р е ч н ы е
°г" Ъ
от аэроди на­
с и л ы
и
м о м е н т ы
3 ) сосредоточенны е н агр у зк и Рг от в е с а а г р е г а т о в и
размещенных в крыле и подвешенных к нему;
с
УХР ’
которые создают поперечную силу
8 - j y d * + 1 Рагр
-
2 ) распрВделеш ш е по п оверхности массовые н а гр у зк и у.
са конструкции;
так
по
Ьр
Крыло при р а сч етах рассм атр и вается как двухопорная балка
консолям и, а опорами являю тся узлы крепления крыла к фюзеляку.
Построим по разм аху крыла эпюру погонных н агрузок (р и с . 29)
д е й с т в у ю щ и е
На крыло в п о л е т е , при в зл е т е и п осадке
COS в
а у
7у
Н едостатки: м аксимальная У п о лу ч ается на больших углах
а т а к и , которые при посадке не могут о ат ь достигнуты ,тале пак для
это го нужны очень высокие сто л ки а<?.'си ч уй ; " j от у д ) ; а з р о ДИНа-Mil4вСК06 КУЧОСТВО ЛСИЬЫб^ 01‘рсНЙЧСНй
.[pilf,'?г:6пйН
МiXaii йзаДИИ •
Н а г р у з к и ,
на
к р ы л о
-— = у У а
гаэр
от в е ­
гр у зо в,
4 ) сосредоточенны е н агр у зк и от немассовых сил ( т я г а д в и г а т е ­
л е й , н агр у зк и от шасси при п осадке и д р . ) .
Величина равнодействующей воздушной н агр у зк и {Рс1 р ) для р а з тичных расчетных сл у чаев о п р ед ел я ется так
и изгибающий момент
Миэг ~
где
ра,
J
' г
8Pi •
- текущ ая координата сечения от конца крыла.
Погонный
р авен
крутящий момент,
действующий на единицу длины кры
п У р = <fу С t- (jKp d ,
где
с - р ассто я н и е от ц .д
до ц .я
сеч ен и я;
d - р ассто я н и е от ц .т
до ц. а
сечени я.
49
44
а р о ае а о генного крутящего момен та т Кр на крыло д ей ств у ет еще
±.&МКр от а г р е г а т о в и г р у з о в , расп о­
ложенных в крыле
& ^кр “ п &агр f' >
{ - расс т оя н и е от ц . т а г р е г а т а
до ц .и соответствующего- с е ч е н и я .
Отроить эпюры удооно методом
графического и нтегр ир ов ан ия, для
чего крыло по размаху разбивают на
равные.полоски шириной cl г . Хогд*
приращение поперечной силы для каж*
О.:►I • t
дои и -т о й полоски л tfp =
^ L az<
где у,
и
- ординаты н а г р у з : л з начале и конце п олоски . Сумми­
рование a Q c .производят от конца
крыла к корню и т о г д а Q - У. й Q i .
йа эпюре еосредоточзнны е силы у чи ­
тываются в с о о т ве тст в и и с положением
Р и с . 2 9 . Опюоы п ер ерезы ваадих си л , изгибающих а о ментов и силы для о п ре дел ения крутящего момента
г' очек приложения этих с и л . Также
можно построить эпюру изгибающего
.,гиР„ ФЯ
момента
й
йг и
Мм г = 1 & М 1 ,и
по аналогии эпюру крутящего момента.
для стреловидных к р ы л ьев . построение эпюр удооно вести для
истинной длины полукрыла — ~ ~ г , заменяя стрелови дн ое крыло
равновеликим по площади прямым;"точно т а к же поступают с т р е у г о л ь ­
ным крылом.
К о н с т р у к т и в н о
с х е м ы
к р ы л ь е в
- с и л о в ы е
С точки зрения строительной механики крыло п р е д с т а в л я е т собой
б а л к у , нагруженную распределенными и сосредоточенными силами, под
действием которых оно может и з г и б а т ь с я и з а к р у ч и в а т ь с я .
Требованиям прочности, ж есткости и минимума в е с а наиболее
полно у д о в л е т в о р я е т т он ко стен ная конструкция крыла, состоящая из
продольного и поперечного наборов и обшивки.
К продольному набору о тн осятся лонжероны, продольные стен ки
и стри н гер ы .
Лонжероном н азы вается мощная с верхним и нижним поясами про­
дольн ая б ал к а или ферма, воспринимающая полностью или зн а ч и т е л ь - ,
ную ч а с т ь изгибающего момента крыла и поперечной силы. Один из
п оясов каждого лонжерона р аб о тает на сж атие, второй - на растяж е­
н и е . Стенки лонжеронов воспринимают поперечную силу Q
и часть
крутящ его м ом ента, работая при этом на с д в и г .
!
П о яса, стой ки и раскосы ферменного лонжерона работаю т на
р астя ж ен и е, сж атие от Мизг ,
Q и Мкр .
Продольной стен кой называют элемент конструкции, менее мощ­
ный чем лонжерон* с весьм а' слабыми поясами и расположенный по р а з ­
маху на в сей длине крыла или на его ч а с т и . Продольные стен ки во с­
принимают
Q и ч ас ть М*р . Соединяя верхнюю и нижнюю обшйвку
кры ла, лонжероны и стенки совместно с обшивкой образуют в сечении
крыла замкнутые контуры, воспринимающие к ручен и е. Лонжероны,
и
стен к и служат опорами для нервюр кры ла.
Стрингер - продольный элем ент, воспринимающий вм есте с поя­
сами лонжеронов и обшивкой изгибающий момент кры ла. Стрингер п е­
р е д а е т местную аэродинамическую н агрузк у с обшивки на нервюры и
п одкрепляет обшивку.
Нервюры - э то поперечный набор крыла, представляющий собой
тонкостенную балку или ферму и создающий Форму крыла, зад анн ого
профиля.
Обшивка - гер м ети зи рует конструкцию крыла и С иразует зад ан ­
ную для н его форму, воспринимает ИбСхНуы аэродинамическую н а г р у з Ксли Мизг воспринимается лонжеронами, имеющими мощные п о я с а ,
то та к о е крыло н азы вается лонжеронным.
Кессонным называют т а к о е крыло, обшивка которого совместно
с подкрепляющими ее элем ентам и, воспринимает в с е виды н а гр у зо к ,
действующих на крыло.
Моноблочным - называют так ое крыло, в конструкции которого
продольные элементы с обшивкой воспринимают мшг но всему попе­
речному к о н т у р у . Лонжероны в моноблочных крыльях о тсу тствую т, а
вм есто них с т а в я т с я продольные с т е н к и , воспринимающими Q .
6 однолонжеронном крыле лонжерон •обычно расположен в м есте
максимальной стр ои тельн ой высоты (30-40% хорды для нескоростных ь
46
47
45-60% хорды у скоростных с а м о л е т о в ). Для получения к о н т у р а , в о с ­
принимающего к р у ч е н и е , и базы для креплен ия элеронов и ср ед ств
механизации на однолонжеронном крыле н а 65-70% е го хорды от н о ска
р а с п о л а га е т с я продольная с т е н к а .
В двухлонжеронном крыле передний лонжерон обычно р асп о л а­
г а е т с я на 15-25% хорды , задний - на 60-70% . М аксимальная строи ­
тел ь н ая вы сота профиля не и с п о л ь зу е тс я для расп р едел ен и я
м ат е ­
риала в кон стр у кц и и , поэтому в е с двухлонжеронного крыла
всегд а
более однолонжеронного. На кручение р а б о т а е т к о н т у р , о бр азо ван ­
ный обшивкой и стенкам и п ередн его и за д н е го лонкерон ов.
Можно с ч и т а т ь , что у т а к о го крыла поперечная сила Q
соз­
дает поток уравновешивающих ее касательны х напряжений ^
в
стен ках лоннеронов (р и с . 30)
Q
М
*
где
т
" вг
—
ъо1-Т
П г’ тъв2 = " г * .
h ’,tj) - площадь сеч ен и я стенки
п ер едн его лонж ерона;
и с . 3 0 . Схема сил
и моментов крыла
- площадь сечени я стенки
за д н е го ло н вер о н а.
Крутящий момент уравновеш ивает­
с я моментом к асател ьн ы х усилий в
к о н т у р е , образованном обшивкой
и
стенками лонкеронов
<*р
где
2 Рквнщ!?
Рконт ~ площадь к о н т у р а ;
()'
- толдуша эл е м е н т а , для к о торого о п р ед ел я ется
н ап р як ен й е.
<дкр . а таком крыле элементы, работающие на сж атие и растяжение
при и з г и б е , достаточно удалены от нейтральной оси сеч ен и я , м ате­
риал и с п о л ь зу ет ся рационально и вес крыла п олучается небольшим.
Верхняя панель крыла с к а т а , поэтому она д ел ается более мощной чем
нижняя. Особенностями крыла кессонной конструкции я в л я ет ся нали­
чие р а з ъ е м а , делящего крыло на верхнюю и нижнюю панели , и приме­
нение большого числа штампованных д е т а л е й . Кроме т о г о , верхнюю
панель обычно делают съемной, что п озвол яет облегчить производст­
во крыла и повышает точность и зго т о в л ен и я . Верхняя и нижняя пане­
ли могут быть монолитными, а п ояса лонжеронов не очень модные,
поэтому обычно лонжероны трансформируются в продольные с т ен к и .
В моноблочном крыле отсутствуют мощные продольные элементы
крыла - лонжероны, поэтому изгиб и кручение воспринимаются обшив­
кой и стр и н гера м и . Поперечная сила воспринимается двумя, тремя и
оолее продольными стенками и частично обшивкой; крутящий момент
воспринимается жесткой панелью и продольными стен кам и .
В моноблочном крыле эффективно и сп ол ьзуется строи тельн ая
высота профиля крыла.
К о н с т р у к ц и и
о с н о в н ы х
э л е м е н т о в
к р ы л а
Лонжероны и продольные стен ки . По в есу лонжероны составляю т
25-50% в е с а крыла или 4-8% в зл етн о го в е с а сам ол ета. В
конструк­
циях крыльев современных сам олетов применяют лонжероны (р и с . 3 1 ) :
В стен ке лонверона в о зн и к ае т суммарное к ас а т е л ь н о е н ап р я аепояс
ние
раскос
стенка
Т
Та ± TM tp \< T g
■
С ч и тае т с я , что в е с ь Мизг восприним ается поясами двух л о н к е ронов и р ас п р е д е л я е тс я мевду ними пропорционально их м естн остям ,
а в прикидочных р а с ч е т а х - пропорционально квадратам лонжеронов
Hi и Нг .
В кессонном крыле т о л с т а я обвнвка с продольным набором н а ­
зы в ается панелью и об л ад ает высокими критическими напряжениями
48
Рис.
31.
5
Конструктивные схемы
лонжерона
а ) балочны е, состоящие из в ерхн его и нижнего п о ясо в , жестко свя­
занных одной или двумя стенкам и. Для ж есткости стенки усили­
ваю тся стой кам и;
49
б ) ферменные, имеющие п о я с а , соединенные между собой
раскосам и ;
стойками
и
в ) ф ерменно-балочны е, имеющие ферменную конструкцию у корня и б а ­
лочную к концу крыла.
Балочные лоявероны и зготавливаю тся из алюминиевых сплавов и
высококачественных с т а л е й , а также из сп лавов на м агниевой основе
и ти тан а.
Пояса лонжеронов изготавливаю т большей частью из п р ессо ван ­
ных ( р и с . 3 2 ) профилей различных форм и толстостенны х профилей.
Осевое усилие в поясе
Npacm = NCMC = - Мщг
h
гд е
h - р ассто ян и е между центрами
тяж ести сечений п о ясов.
}
Р и с . 3 2 . Сечения
поясов лонжеронов
Потребная площадь сеч ени я пояса
F
пояс
-‘«р
К ритическое к а с а т е л ь н о е напряжение в "стенке
г
s U 0л
ртто ч) —
-
’
а
Tg = 0,65<3t
у- — ' “
- для ш арнирно-опертой пластины;
а и 6
и ,'К~- 50'и
,6 +' (}а 7Э’8
“
17
- длинная и к о р о т к а я стороны пластины (а /6 > / ) .
Толщина стенки
/= ~ 3 ~ ,
£ кр
гд е
^
- п огонная суммарная к а с а т е л ь н а я си ла на с т е н й е .
Р асч ет на прочность продольных стенок ан алоги чен р асч ету
прочность лонж ерона.
на
Стрингеры. Это простейшие конструктивны е элементы продольно­
го набора кры ла. Вес стр и н гер о в в зависи м ости от конструкции
крыльев с о с т а в л я е т 5-20% в е с а кры ла.
Стрингеры служ ат:
для повышения у стой чи вости обшивки путем увеличения ее кри ­
тических нормальных и касательны х напряжений при и зги б е и к р у ч е­
нии кры ла;
для передачи совместно с обшивкой поперечной нагрузки
50
на
нервюры, при этом сами стрингеры работают на поперечный и зги б .
Обшивка и стрингеры подкрепляют друг д р у г а , работают совм ест­
но и должны облад ать высокими критическими напряжениями.
В к а ч е с т в е стрингеров применяются гнутые и прессованные
' (р и с . 3 3 ) профили разнообразны х сечений.
LА Л I
Рис.
33.
S
СJY1T,1 I
Типовые сечения стрингеров
Нервюры. Вес набора нервюр со став л я ет 10-14% в еса крыла
1
зависи м ости от к онструкц ии , а в бесстрингерных конструкциях
до
25%. По конструкции и выполняемым функциям в крыле различают н ер­
вюры нормальные и усиленные.
Первые из них служат для сохранения формы профиля, а
также
для воспринятия и передачи местной воздушной н агрузки на обшивкуи
продольные элем енты , вторые являются элементами местного усиления
конструкции кры ла, воспринимающими сосредоточенные нагрузки
от
ш асси, силовых у с та н о в о к , вооружения и т . д . Усиленные
нервюры
с т а в я т с я в м естах больших вырезов в разъемах и в местах перелома
п-я
осей продольного н абора.
По схеме конструкции
различаю т: балочные - ( а ) ,
рамные - ( б ) ,
ферменные
- (в )
И ф ерменно-ба­
лочные нервюры - ( г )
t-s
(р и с . 3 4 ) .
Нормальные балочные
нервюры
и зготавливаю тся
reform
штамповкой из листов
и
.- j
имеют полки и стен ки .
Стенки нервюр при
небольшой толщине ( 0 ,8 - 1 ,5 мм) имеют
большой
запас прочности и поэтому
в них делают
отверстия,
которые можно
использо­
вать для ронтака проводки
Р и с . 3 4 . Конструктивные схемы нервюр
51
управления элер о н ам и , механизацией крыла и т . д .
Рамные нервюры представляю т собой плоские рамы, состоящие из
двух половин, не связанных между собой. Рамные нервюры
тяж елее
балочны х, так к ак каждая половина тако й нервюры р аб о тает как
двухп оясн ая балка с небольшой строи тельн ой вы сотой.
Ферменные нервюры применяются редко и обычно в крыльях
с
большой строи тельн ой высотой профиля. Делают ферменные нервюры и
штампованными.
Ферменно-балочные нервюры - это смешанные нервюры, состоящие
из балочной в носовой и ферменной в х вос тое ой ч а с т и .
Обшивка крыла. Основное н азначен ие обшивки - образован ие и
сохранение внешней формы кры ла, а так ж ево сп р и н яти е воздушной н а г ­
ру зк и . Обшивка у ч а с тв у е т в работе крыла на изгиб и кручен ие.
На сверхзвуковы х сам олетах обшивка и зго т а в л и в а е т с я из
алю­
миниевых, титановых сплавов и жаропрочных с т а л е й .
Поверхность обшивки должна быть очень гладкой и полирован­
ной. Обшивка с о с т а в л я е т 30-60% в е с а кры ла, а в моноблочных
кон ­
струкциях и больше.
Обшивка и стрингеры соединены между собой и работают
сов­
м естн о. С читаю т,что со стрингером р а б о т а е т ч а с ть обшивки шириной 6пр
Приведенная ширина панели
§ 2 . Средства механизации крыла
Средствами механизации крыла называют у с т р о й с т в а , которые
дают возможность изм енять его аэродинам ические характеристи ки в
п о л е т е , при в зл е т е и п осад к е.
С редства механизации позволяю т:
1 ) уменьшить площадь крыла з а счет повышения коэффициента
Судаж , что на п осадке не в л еч ет за собой увеличение посадочной
с к о р о сти ;
2 ) 'уменьшить длину р а зб е г а яри в з л е т е и п рооега после посад­
ки,повышением коэффициента & на углах атаки этих режимов сам о л ет а.
К средствам м еханизации крыла прибегают в следующих ц елях:
а ) возможно большего увеличения Сутах при незначительном
изменении кр и ти ческ ого угла атак и <кка
б) повышения к а ч е с т в а на режиме в з л е т а ;
в ) улучшения поперечной устойчивости и управляемости на
больших у глах а т а к и ;
г ) улучшение маневренных свойств сам олета в п о л е т е .
В и д ы
^Лрс.'Пр
‘-с т р
о л р Сг ,р
Р езул ьтаты и сследований п о к а за л и , что при <f = 2 -3 мм, р а с ­
стояние между стрингерами 1 20-150 мм, т о г д а обшивка р аб о тает до
напряжения
&кр.спр
т - е * ые тзр н ет устойчивости между стр и н ­
герам и. Обшивка также не т е р я е т устой чи вости между зак л еп к ам и ,
если шаг зак л еп о к t 4
25 o'.
В к а ч е с т в е обшивки использую тся монолитные п ан ел и , в которых
стрингеры выполнены заодно с обшивкой и тр ех сл о й н ая обшивка,
в
которой зап о л н и тел ь сотовый из (Ц ф о л ьги , Ti , с т е к л о т е к с т о л и т а ,
п е н о п л аст а, бальзы и других м атер и ал о в.
с р е д с т в
. м е х а н и з а ц и и
Различаю т два вида ср ед ств механизации по выполняемым
Бели стрингеры и обшивка из разных м а тер и ал о в, то
г
;
ими
функциями:
дл я увели ч ени я несущей способности крыла (C y S ) и
дл я увеличения лобового сопротивления крыла
По принципу д ей ств и я ср ед ств а м еханизации:
увеличиваю т кривизну профиля;
увеличиваю т площадь кры ла{
управляю т пограничным слоем ;
управляют пограничным слоем с одновременным изменением
кривизны профиля иди увеличением площади кры ла.
К средствам механизации о т н о ся тся (р и с . 3 5 ) :
а)
ц елевой закры лок - увели ч и вает С^тах в 1 ,5 - 1 ,6 р а за в р е зу л ь ­
т а т е увели ч ени я кривизны профиля и с д у в а пограничного сл оя б л а -
52
5§
ч
f C F - ---------
Р и с . 35.
механизации
Виды
крыла
годаря образованию профилированной щели между крылом и закрылком
при его отклонен ии ;
б) щиток со скользящ ей осью Еращения изм еняет кривизну профиля и
увели ч ивает площадь кры ла. Сц.тах ув ели ч и в ается в 1 ,7 5 - 1 ,8 5
раза;
в ) выдвижной закрылок - это профилированное крылышко в задней
нижней части крыла. У величивается S
кры ла, криЕизна*и "щелевой
аффект" смещает точку отрыва пограничного слоя н а за д . Су
' в
2 ,1 5 - 2 ,2 5 р аза больше. Выдвижные закрылки получили
наибольшее
расп ространен и е и их стали д ел ать двухщелевыми;
г ) трехщелевыми - Су,ТШХ в о з р а с т а е т в 2 ,4 - 2 ,5 р а з а при
щелях ■ в о з р а с т а е т в 3 - 4 р а з а при трех щ елях;
д ) реактивный закрылок увели чивает
ё ) сдув пограничного слоя
5 у ,,,Л,
двух
в 8 - 10 р а з ;
в 3 - 4 р а за увели чивает
',
.... .
Последние два вида требуют большого расхода г а з а или в о зд у ­
х а д л я выдувания стр у и .
« ) предкрылок - у п р авл яет пограничным сл о ем , обр азу я профилиро­
ванную щель с ноевом кры ла. Поток выходит из щели с
наибольшей
скоростью и смещает точку отрыва пограничного сл о я н а з а д . - При
этом Су m ax в о з р а с т а е т в 1 ,3 5 - 1 ,4 р а з а и угол
ояе р а с т е т
5*И
на 8 - 15° (р и с . 3 6 ) .
Применяют и комбинированную
с и стем у , состоящую из разных ви­
дов м еханизации кры ла.
Для увеличения лобового соп­
ротивления применяют
тормозные,
щитки "к р о к о д и л ", щ иток-закры лок,
интерцепторы .
с* а коjcxЛ кэ
По конструкции ср ед ств а ме­
Р и с . 3 6 . Зависимость
ханизации являю тся тонкостенными
для крыла со щитком
( I ) и предкрылком (2 )
балкам и, которые воспринимают
аэродинам ические силы и работают
на и зги б и кр у ч ен и е.
Для в о сп р и н яти я и зги б а и кручения в конструкции с р ед ств м е­
ханизации предусматриваю т один, два и более лонжеронов, на к о то ­
рых у стан авл и ваю тся узлы н авески и качалки управления. Кручение
восприним ается замкнутым контуром обшивкй, или лонжероном с об­
шивкой.
§ 3 . Оперение и Элероны
Несущие п оверхности сам о л ет а, предназначенные для о бесп еч е­
ния продольной и путевой балан си ровки, устойчивости и уп равляе­
мости называю тся оперением ( р и с .- 3 7 ) .
Горизонтальное оперение предназначено для обеспечения про­
дольной балансировки, устойчивости
и управляем ости. У самолетов с до­
звуковой скоростью п олета горизон ­
тальное оперение ( г о ) состои т из
неподвижного или ограниченно под­
вижного стаби л и затора и подвижно­
Р и с . 3 7 . Схема хвосто­
вого оперения
го руля высоты.
В сам о л етах , имеющих
свер х ­
звуковую скорость п о л е т а , '■ нашло
применение цельноповоротное гори­
зон тал ьн ое оп ерен и е, так к ак и зм е-
55
неяие давления по профилю, вызываемое отклонением р у л я , не выходит
з а впереди лежащую обл асть с к а ч к а уплотнения и не с о з д а е т уп р авл я­
ющего м ом ента.
,
Иногда цельноповоротное го р и зо н тал ьн о е оперение и с п о л ь зу е тс я
и для поперечного у п р авл ен и я, т . е . консоли отклоняю тся дифферен­
циально - при управлении креном.
В ертикальное оперение (в о ) предназначено для обесп ечени я пу­
тевой балан си р о вки , устой чи вости и уп равляем ости. Оно состои т из
неподвижного киля и подвижного руля н аправлени я. Ка сверхзвуковы х
сам олетах применяют цельноповоротное в о .
Форма г о , как и кры ла, х а р а к т е р и з у е т с я видом в п л ан е, видом
спереди й профилем, формы кры ла, н ед остатк и и преимущества в р а в ­
ной степени о т н о с я т с я к аналогичным формам го и рассмотрены, выше. 9
Относительные толщины профиля г о , в о , Сго = 4 - 1 0 % .* Профили
обычно симметричные.. Углы стрелови дн ости го определяю тся
тан
же как для крыла из условия см ягчения волнового к р и зи са на о п ер е­
нии. j rg » на 3 - 5 ' больше /
кры ла.
В первом приближении при проектировании сам олета
зад аю тся
относительными величинами площади оперения и р улей:
S = '*г0 . ? = '*в ■ я — Зао с — Sh
го S ^
S J во ~S J
S *
*
1
С татистические данные по опер|ниям см. в [ 3 , с . 1 5 5 ].
Затем величины относительных площадей оперения проверяют
величине коэффициентов стати ч еск и х моментов
п
^го
_
ro
SSo
вго
■ ,
и
д
_ $8о Lao
ео
по
'
3{
йво
- 0 , 5 - 0 ,5 5
= 0 ,0 4 - 0 , 5 5 ;
й го
йво
= 0 ,3 5 - 0 ,4 5
- для стреловидных и треугольных крыльев,
= 0 ,0 7 5 - 0 ,1 4 .
;
горизонтальное
Р и с . 3 8 . Расположение
ойерения
На больших у глах атак и лобовое сопротивление
будет I ,
a
{
и сам олет будет р азв о р ач и в ать ся в сторону противо­
положную к р е н у . Чтобы этого не было применяют дифференциальное
управление элеронами
йэназ - 10-15° , tfjgepX = 2 0 -2 5 ° .
На сам олетах типа ^летающее кры л о",, го о т с у т с т в у е т , а во ус­
т а н а в л и в а е т с я на фюзеляже или крыле. Продольная устойчивость на
так и х с а м о л етах д о с т и г а е т с я передней ц ентровкой, а управляемость
с помощью элеронов ( р и с . 3 9 ) .
Элероны м огут о т к л о н я тся: сим­
бертиколаиае
м етри чн о, т о г д а они работают
как
[ оперение
руль вы соты , асимметрично - как
элероны . Элероны, выполняющие
обе
эти функции называю тся элевонами.
А эродинамические н агрузки
на
оперение и элероны определяются в
Р и с . 39. Расположение
с о о т в е тс т в и и с расчетными случаями
ВС на самолете "б есх во стк а"
норм п р очн ости.
- для сам олетов с прямым крылом,
К о н с т р у к ц и я
Горизонтальное оперение располагают таким о б р азо м , чтобы з а ­
вихренная струя от крыла на больших углах а так и не попадала
на
Спутная струя
тельно оси ОХ На сам олетах широко использую тся нормальные элероны , пред­
ставляющие собой отклоняющиеся части кры ла, расположенные на его
концах вдоль зад н ей кромки. Кинематически оба элерона
связаны
т а к , что при" движении ручки (ш турвала) управления самолетом в л е­
во или вправо элероны отклоняются в разные стороны. При движении
ручки в л е в о - левый элерон о тк л он яется в в е р х , правый - в н и з .
et ~ I*
^пра£ ~ f и самолет накрен и тся в л е в о , так как в о з ­
никает кренящий момент Мх ( ^ - уменьшение, f - у в е л и ч е н и е ).
г о * так как эт о МОМТ Привести К П0тере устойчивости и возникновению виб­
раций оперенья типа Бафтинг (р и с . 3 8 ) .
Элероном называется рулевая п о вер хн ость , представляющая собой часть
крыла и предназначенная для банансирОВКИ и управления самолетом отн о сн -
о п е р е н и я
О перен ие, к ак и крыло, н агруж ается распределенными и со ср е­
доточенными силами и их конструкции весьма схожи.
К онструкции стаби л и заторов и килей состоят из продольного
набора (л о н ж ер о н о в, с тен о к , с т р и н г е р о в ), поперечного набора (н е р ­
вюр) и обшивки.
С табилизаторы и кили имеют обычно двухлонжеронную или к е с ­
сонную конструкцию . Изгиб воспринимается либо поясами лонжеро­
н о в , либо стрингерам и и обшивкой, поперечная сила -с т е н к а м и лон­
ж еронов, кручение - замкнутым контуром , образованным
обшивкой,
57
56
“стенками лонжеронов и продольными стенками.
Стабилизаторы делают разъемными по оси симметрии сам олета,
у борта фюзеляжа или у киля и не разъемными по разм аху.
Часто го располагают на киле самолета по т-образной
схеме
(р и с . 4 0 ) .
На некоторых самолетах предусматрива­
ют регулирование угла установки стабилиза­
тора в п о л ет е, что обеспечивает
возм овность балансировки самолета при различных
вариантах загрузки и центровки.
Рули и элероны по конструкции одно­
типны и представляют собой консольные бал­
к и, заделанные в узлах подвески и
н агр уР и с . 4 0 . Р асповенные аэродинамическими силами.
ловение ГО на ВО
По конструкции эт о однолонверонные
балки с работающим на кручение контуром. Лонжерон представляет с о ­
бой тонкостенную балку швеллерного или двутаврового сечения, ко­
торая воспринимает изгиб и поперечную силу.
Конструкции узлов навески рулей и элеронов состоят из крон­
штейнов, установленных на нервюрах и лонжероне стабилизатора,
киля, крыла. Количество узлов зависит от длины руля и
величины
нагрузок на р ул ь. В кронштейнах навески для уменьшения трения и
исключения заклинивания ставят шариковые подшипники. В носке рулей
делают вырезы для кронштейнов н авесок, что уменьшает жесткость ру­
ля на кручение, поэтому в сечениях с вырезами конструкция руля
усиливается, а на кручение работает хвостовая ч асть.
К фюзеляжу предъявляются следующие требования:
минимальное лобовое сопротивление и сопротивление интерферен­
ции, что дости гается плавным сопряжением поверхностей фюзеляжа с
крылом и оперением;
Рациональные формы, размеры и конструкция фюзеляжа, позволяю­
щие удобно с хорошим обзором разместить экипаж и пассажиров, а
также обеспечить механизацию по заг р у зк е, размещению и выгрузке
грузов;
герметизация и теплозвукоизоляция для создания нормальных
условий работы экипажа'и пассажирам;
компоновка грузовых кабин и размещение грузов в них должны
обеспечить заданный диапазон центровок самолета.
Основными параметрами фюзеляжа являются:
L<p-,
;
S„,f
(Длина. Диаметр, удлинение, площадь миделе-
вого сечения^.
Сечения фюзеляжа могут быть самые разнообразные: круглое; прямо­
угольное с верхним сводом; эллиптическое; две окружности; овальное
с сужением к низу и д р .
Форма фюзеляжа зависит от назначения самолета, от расположе­
ния двигателей и воздухозаборников.
Силы,
д е й с т в у ю щ и е
на
ф ю з е л я ж
На фюзеляж в полете или при посадке действуют следующие си­
лы:
§ 4 . Фюзеляж
1 ) силы, передающиеся фюзеляжу от агрегатов (крыла, оперения,
шасси и д р .) ;
Н а з н а ч е н и е
к
ф ю з е л я ж у
и
т р е б о в а н и я
2 ) массовые силы а гр егат ов , грузов и оборудования, располо­
женного в фюзеляже;
3 ) погонная нагрузка от массовых сил конструкции фюзеляжа;
фюзеляж предназначен для размещения экипажа, пассажиров,
грузов и оборудования. К фюзеляжу крепятся крылья, оперени е, час­
то силовая установка, ваоси и другие агрегаты .
Фюзеляж гидросамолетов выполняется в виде лодки,
которая
служит для осуществления взлета с воды и посадки на в о д у . В атом
случав форма лодки обеспечивает мореходные качества.
58
4 ) аэродинамические силы, распределенные по поверхности фю­
зеляжа;
5 ) силы внутреннего давления в гермоотсеках фюзеляжа.
Действие сил рассматривается в плоскости, параллельной плос­
кости симметрии сам олета (симметричная нагрузка) и в
плоскости
59
перценДикулярнои п лоскости симметрии сам о л ета (несим м етричная не
грузка).С илы ,дей ствую щ ие в п лоскости симметрии с а м о л е т а ,и з г и б а м
фюзеляж в вер ти кал ьн о й п л о с к о с т и , силы ж е, действующие в плос­
ко сти перпендикулярной п лоскости симметрии, изгибают фюзеляж в
горизон тальной п лоскости и закручиваю т е г о . В общем сл у ч ае фю­
зеляж р аб о т а е т на и зги б в в ерти кальной и горизо н тал ьн о й
п ло с­
к о ст я х и к р у ч е н и е .
В расч&тных схемах фюзеляж рассматриваю т как балку ( р и с . 4 1 )
опирающуюся н а узлы (опоры )
в
м есте соединения фюзеляжа с лон­
жеронами кры ла.
Согласно нормам прочности
фюзеляж р а с сч и ты вается на в с е с л у ­
ч а и , установленные для а г р е г а т о в
с ам о л ета, крепящихся к нему
и
передающих ему у си ли я. Кроме т о го
фюзеляж проверяют на п рочность в
аварийных сл у ч а я х , возможных при
п о сад к е.
Р и с . 4 1 . Эпюры п ер ер е­
зывающих сил и изгибающих
моментов фюзеляжа
ют на балочны е, образованны е из продольного, поперечного наборов
и работающей обшивки и ферменные, состоящие из пространственной
фермы и л е гк о й неработающей обшивки.
При балочной конструкции основные силовые элементы : лонже­
роны и стри нгеры ; шпангоуты и обшивка.
В ферменной конструкции основные силовые элементы: лонжеро­
ны (п о я с а ф ерм ); стойки и раскосы в вертикальной
п лоскости ;
распорки и раскосы в горизонтальной плоскости.
В балочном фюзеляже Мизг воспринимается лонжеронами, стрин­
герами и обшивкой, Q И Мкр - обшивкой.
В ферменной конструкции Миэг воспринимается поясами лонже­
рон ов; @ - восприним ается стой кам и, распорками и раскосам и,
МКр - пространственн ой фермой, образованной и з-четы рех плоских
ферм, соединенных в замкнутый контур.
Балочные фюзеляжи имеют три конструктивные схемы.
1) Балачно-ронж еронная с мощными лонжеронами, слабыми
стр и н гер ам и , шпангоутами и тонкой обшивкой, работающей на сдвиг
от поперечных сил и МКр . Эти фюзеляжи применяются на самолетах
с одним д в и га т е л е м , расположенным в носовой (поршневой или ТВД)
или х в о сто во й части и рассчитываю тся на прочность т ак же, как
лонжеронное крыло.
К о н с т р у к т и в н о - с и л о в ы е
с х е м ы
ф ю з е л я ж а
и
р а б о т а
э л е м е н т о в
к о н с т р у к ц и и
По кон стр у к ти вн о -си л о во й схеме (р и с . 4 2 ) фюзеляжи р а з д е л я . балочные
2 ) Б ал о ч н о -стр и н гер н ая с работающей обшивкой, с
развитой
сетью стр и н гер о в одинакового сечения и шпангоутами. Эти фюзеляжи
наиболее распространенны е на современных сам олетах. Отсеки фюзе­
ляжа герм етизированы . Нормальные шпангоуты отштампованы из л и с­
та и имеют г - образное сеч ен и е. Усиленные шпангоуты имеют у з­
лы крепления кры ла, оп ерен и я, передней ноги шасси. Каждый шпан­
гоут имеет поперечную б а л к у , которая служит опорой для пола к а ­
бины. Стрингеры - эт о прессованные профили уголкового и тавр о ­
во го с е ч е н и я .
3 ) Балочно-обш ивочная
с т о л с т о й обшивкой, подкрепленной
только шпангоутами (м о н о к о к о вад ).
Ланз/серонньш
Ферменный
Стринеерныи
00щс$зчныи
Р и с . 4 2 . К онструк­
тивно-силовы е схемы
фюзеляжей
Б таком фюзеляже обшивка воспринимает все виды н а гр у зо к .
В
целях повышения устой чи вости обшивки на сжатие и сдви г применяют
многослойную обшивку с зап олни телем .
На некоторых сам олетах применяются фюзеляжи смешанных
кон­
структивных схем .
61
60
Лонжероны бывают основные, воспринимающие нагрузку от изги ­
б а ,и вспомогательные, которые ставятся для усиления конструкции в
местах больших вырезов в кабинах, грузовых отсеках и называются
бимсами. Бимсы воспринимают в районе выреза силы при и зг и б е ,
а
также работают на поперечный и згиб,п ер едавая кручение.
Стрингеры - есть силовые, воспринимающие с обшивкой
нор­
мальные силы от изгиба и вспомогательные, служащие для оконтовки
люков и вырезов в обшивке, для крепления элементов оборудования.
Шпангоуты - бывают нормальные, придающие форму фюзеляну
и
подкрепляющие обш ивку,.и усиленные, воспринимающие дополнительно
сосредоточенные силы, приложенные к фюзеляну.
Нормальные шпангоуты - это основной поперечный набор, р а с­
полагающийся таким образом , чтобы обеспечить прочность фюзеляну.
Усиленные шпангоуты ставятся в местах разъемов фюзелява, в мес­
тах крепления крыла, оперения, шасси, двигателей и т .д .
Обшивка - является силовым элементом, изготавливается
из
листов и в местах вырезов должна иметь местные подкрепления.
К а б и н ы
э к и п а я а
и
п а с с а ж и р о в
Кабинами в фюзеляве называют отсек и , предназначенны е
для
размещения экипажа, пассажиров, гр у зо в , для бытовых нужд (буф е­
ты-кухни, туалетны е, гардеробы, камеры ручного багажа и д р . ) .
К кабинам предъявляются следующие требования:
хороший обзор для экипажа: вперед-вниз - 1 5 ° , вперед-вверх •
- 3 0 ° , в стороны - 9 0 ° ;
рациональная компоновка рабочих и пассажирских мест и обо­
рудования в кабинах;
рациональное размещение дверей и специальных люков для а ва­
рийного покидания самолета;
применение системы кондиционирования воздуха для обесп ече­
ния жизнедеятельности экипажа и пассажиров;
обеспечение необходимой "высотности" кабины ( д , , т° и влаж­
ности) для герметичных фюзеляжей;
применение защитных средств при разгерметизации кабины.
К пассажирским кабинам, кроме э т о г о , предъявляются,
специ­
определенный объем 0 ,9
для каждого пассажира, рацио­
нальная компоновка к р есел , достаточное освещение, вентиляция;
хорошая отделка интерьера;
теллозвукоизоляция;
наличие туал етов, буф ета-кухни, гардеробов.
Б грузовых кабинах и багажных помещениях предусматривают:
люки таких разм еров, чтобы применять механизацию при за г р у з­
ке и выгрузке гр у зов ;
размещение ручного багажа, чтобы не нарушалась заданная
центравкат -аеебенно е -неполной загрузкой;
специальные приспособления для крепления грузов.
£ кабине экипажа размещаются рабочие места членов экипажа,
командные посты управления и оборудование.
Фонарь кабины представляет собой надстройку, выступающую из
контура фюзеляжа, увеличивающую лобовое сопротивление, но
улуч­
шающую обзор . Остекление фонаря из органического или силикатного
стекла с неизыеняющимися физико-механическими свойствами.
Приборы на приборной доске группируются по назначению и ус­
танавливаются в определенном порядке. Все рычаги и арматура
уп­
равления расположены т ак , чтобы пользоваться ими без затруднений.
Ответственные рычаги и тумблеры управления окрашиваются в
опре­
деленные цвета.
Пассажирские кабины (р и с. 43) называются салонами и подраз-
богожноя лаг/со
Рис.
43.
Кабина самолета местных
линий
деляются на классы:
"люкс" - эт о наибольший комфорт в продолжительном полете
(~ 2 м
на ч е л .) ;
фические требования:
63
62
"первый к л а с с " - к р есл а полулежачие ( - 1 , 8
на ч е л . ) ?
"тури стск и й " - спинки у кресел отклоняю тся ( ~ I , 5 mj на ч е л ) ;
и экономический" ( 0 ,9 - 1 ,2 ^ ) - шаг к р есел 750 мы.
Кабина пассажиров долана переком поновы ваться в г р у зо п а с с а ­
жирский в ар и а н т.
Б агаж но-грузовы е помещения размещаются обычно под полом к а ­
бины, имеют загр у зо ч н ы е люки и у стр о й ства для фиксации г р у з о в ,
перемещения гр у зо в в багаж но-грузовы х помещениях.
Г л а в а
4.
СИСТЕМЫ САМОЛЕТА
§ I. У п р а в л е н и е
с а м о л е т о м
В кабине л е т ч и к а размещены рычаги обеих систем - ручка
или
штурвал и педали .
О тклоняя ручку (ш турвал) на себя или от с е б я , летчик откло­
н яет руль высоты или ц ельно-поворотное горизонтальное оп ерени е,
изменяя угол тангаж а (в в е р х или в н и з ).
Движением ручки влево или вправо летчик отклоняет элероны ,
с о зд а в а я момент к р е н а .
В оздей ствуя на п ед ал и , летчик отклоняет руль направления
или ц ельн о -п о во р отн ое верти кал ьн ое оперение.
К системе управления предъявляю тся ряд требований:
1 ) усилия на р у ч к е , ш турвале, педалях должны в о зр а с т а т ь
плавно и быть направлены в сторону противоположную движению,
а
также не должны превышать п редел ов, установленных нормами проч­
ности;
Процесс изменения сил и мом ентов, необходимых д л я п о лета с а ­
м олета по зад ан н о й т р а е к т о р и и , н а зы в а ет с я уп равлением , а со во ку п ­
н ость у с т р о й с т в , обеспечивающих процесс управления
составляет
систем у управлен ия.
Система н азы в а е тс я н еавто м ати ч еск о й , если процесс
у п р авл е­
ния осущ ествляется н епосред ствен но л етчи к о м , посредством м ускуль­
ной силы.
Если процесс управлен ия о су щ ествл яется л етчи ком , а механизмы
и у с т р о й ств а системы служат для облегчен и я и улучшения
качества
у п р авл ен и я , систем а н а зы в а ет с я полуавтом ати ческой .
Если создани е и изменение управляющих сил и моментов осуще­
с т в л я е т с я автом атическим и у стр о й ствам и , а роль л етчи к а
то л ько
наблюдение и отл адка их р а б о т , то си стем а н азы в а ется ав то м ати ч е с ­
к ой.
Бортовые системы и у с т р о й с т в а , приводящие в д ей стви е органы
управлен ия самолетом для изменения режима п олета или для балан си ­
ровки н а заданном режиме, называют основным управлением с а м о л е т а .
Механизмы, обеспечивающие управление другими объектами (ш ас­
с и , закры л ки , предкрылки и д р . ) составляю т вспо м о гател ьн о е уп р ав­
л ен и е.
Для обесп еч ени я продольного и п оперечного управления приме­
няют ручное у п р а в л е н и е, а для п у тево го у п р авл ен и я, применяют нож­
ное уп р авл ен и е.
2 ) должна быть обесп ечена независим ость д ей ств и я , а именно:
отклонение ручки или колонки штурвала при управлении рулем высо­
ты не должно вызывать отклонения эл ерон ов,и н аоборот;
3 ) в с е рычаги и тяги управления должны быть удобно размеще­
ны в к а б и н е , д о п уск ать регулировку и исключать возможность з а к ­
линивания;
4 ) углы отклонения рулей должны обеспечивать полет на всех
требуемых режимах и должен быть предусмотрен некоторый зап ас ру­
л е й , а также ограничительны е упоры предельных углов отклонения;
5 ) систем а управления должна быть надежной, исключать р езо ­
нансные к олебан ия па всех режимах п о л е т а , иметь минимальное т р е ­
ние и люфты в сочл ен ен и ях;
6 ) д етал и управления должны быть защищены от поломки и
за­
жима при деформациях конструкции п лан ера.
В си стем ах ручного управления применяют ручки , штурвал
и
Ручку на к о л о н к е , а в систем ах ножного управления - качающиеся
или скользящ ие педали и рычажно-параллелограммное уп равлен ие.
По типу проводки управление бывает г и б к о е, жесткое и см епанн ое.
64
65
л о ы а н д н ы е
п о с т ы
у п р а в л е н и я
Командными постами управления называют центральные механиз­
мы у п р а в л ен и я , устанавливаемые в кабине экипажа.
Командный п ост ручного управления - э т о ручка или штурвал с
колонкой.
Командные посты ноаного управления имеют три схемы (н а ри с.
46 представлены I и 2 ) :
I ) рычакно-параллелограммный механизм с двуплечим
рычагом
(коромыслом), установленным на вертикальной осн. Горизонтальное
расположение рычага требует широкой расстановки н о г , чтобы ноги
не мешали ручке управления отклонятся в стороны;
Ручка управления п р ед ст а в л я ет собой н еравн оплеч ий ,
выпол­
ненный из труб ры ч аг , имеющий две степени свободы. Шарнирное
крепление никней ч а с т и ( р и с . 4 4 ) ручки п о зво л я е т ей
о т к л о н я т ся
в п ер ед-н азад относительно
точки 0 и влево-вправо
' относительно осей Б -Б
и
В-В. Независимость откло­
нения рулей и
элеронов
достигнута креплением тя­
ги 4 к качалке 3 в точке
А , лежащий на осях Б-Б *
В-В.
Р я с . 44.
ройств
Кинематические схемы
ручки управления
На рукоятках
ручек
управления часто устанав­
ливают гашетки и >кнопки;
управление вооружением,
тормозами к о л е с , тримме^
П9реГ0В0рша JCS.
и т .д .
Штурвальное управление (р и с . 4 5 ) состоит из колонки ( I ) от­
клоняемой в п ер ед -н а за д и штурвала
( 2 ) , вращением которого управляют­
ся элероны. Независимость отклоне­
ния рулей высоты и элеронов дости­
га ет ся расположением роликов так,
что ось троса совпадает с осью
вращения трубы. Ручка ставится на
истребителях, спортивных, учебных
и других небольших сам олетах.
Штурвал обычно ставится на тяжелых
сам олетах.
Р и о . 4 5 . Схемы штурваль-
66
2
Р к с . 46 .
Схемы ножного управления
2) управление с качающимися педалями, применяемое на тяжелых
сам о л ет а х . Педали качаются относительно горизонтальных
осей,
расположенных сверху или снизу ( 0 , 0 ) . Педали, в с е гд а регулируются
по росту л ет ч и к а ;
3 ) управление со скользящими педалями крайне редко и не
обесп еч ивает достаточной надежности. Б
этом случае педали
с к о л ь з я т в специальных горизонтальных направляющих.
П р о в о д к а
у п р а в л е н и я
Проводка управления предназначена для св язи командны:;, рыча­
гов с органами управления.
Г и б к а я тросовая проводка позволяет менять направле­
ние проводки управления с резкими поворотами, р асп о л агать
про­
водку в удобных местах и безопасных. Имеет малый в е с ; недостаток
ее - э т о трение в местах перегиба т р о с о в , вытяжка т р о с а , частый
контроль тросов и их смена. Для передачи усилия в обоих направ­
лениях ( в п е р е д - н а з а д ) необходимо иметь два т р о с а .
Ж е с т к а я
проводка управления с поступательным движе­
нием т я г имеет меньшее трение в сочлен ен иях, не пружинит к
не
д а е т ‘упругого люфта, но тяжелее гибкой и более трудоемка в и з г о -
60
товлении. В ней трудно компенсировать влияние
рукции агрегатов при нагружении и нагреве.
деформации
конст­
Жесткая проводка с вращательным движением тяг-валов
позво­
ляет передавать большие мощности и исключает влияние деформации
благодаря установке телескопических т я г-в а л о в . Вращательное дви­
жение преобразуется в поступательное винтовыми шариковыми преоб­
разователями, где трение скольжения в винтовых парах заменено
трением качения шариков по винтовым канавкам. Проводка эт а сложна
в изготовлении и тр ебует высокой культуры в эксплуатации.
С м е ш а н н а я
проводка
- это сочетание гибкой и
жест­
кой.
Э л е м е н т н
п р о в о д к и
у п р а в л е н и я
Элементами проводки управления (р и с . 4 7 ) являются: т я г и , ры­
ч аги , качалки и секторы.
Рис.
V1.
Элементы проводки управления
Тяги выполняются из труб алюминиевых или стальных сплавов.
Во избежание вибраций длина тяг или расстояние между опора­
ми тяг не должно быть больше 2 м. Наконечники тяг
фиксированные
или регулирующиеся, представляют собой стак ан , в котором имеется
осевое отверстие с нарезкой. В эт о отверстие ввинчивается ушковый
или вильчатый б о л т , контрится контргайкой.
Секторы - применяют в смешанной проводке управления для пе­
рехода с тросовой на ж естк ую .. Сектор представляет собой
часть
ролика с прорезями или канавками для т р оса. Трос при
повороте
сектора всегд а с б ег а ет по касательной к окружности канавки.
П р и в о д ы
и
м е х а н и з м ы
у п р а в л е н и я
Включаются в оистему проводки и предназначены для
облегче­
ния управления тяжелыми и сверхзвуковыми самолетами на всех ре­
жимах полета. Они могут быть механические, гидравлические, пнев­
матические и электромеханические.
Передаточным числом привода называется отношение усилия,
действующего на рычаге управления, к усилию в т я г е , идущей к ру­
лю, или отношение перемещения рычага к соответствующему переме­
щению руля.
Механический привод с изменяющимся передаточным числом
от
ручки к проводке управления представляет собой плоскую
систему
разноплечих качалок, шарнирно-соединенных между собой.
На скоростных самолетах в системе управления устанавливают­
ся сервоприводы (гидравлические или электрические). На большин­
стве самолетов в качестве основного сервопривода применяют гидро­
усилители или бустеры .
Гидроусилитель (б у с т е р ) представляет собой гидравлическую
следящую систему и состоит из исполнительного механизма (силово­
го цилиндра), следящего элемента и связи между ними.
Если большая часть шарнирного момента руля воспринимается
гидроусилителем и некоторая его доля воспринимается летчиком
(р и с. 4 8 ) , система называется обратимой. Такую систему включения
Гидроусилитель
Наконечники тяг позволяют соединить тяги. Все соединения тяг
должны иметь металлизацию устраняющую разделы статического элек­
тричества.
/ Силобой шток
Рш
Рычаги устанавливаются на элеронах и рулях, а также в постах
ручного я ножного управления.
Качалки управления бывают двух типов: поддерживающие, служа­
щие для подвески тяг управления,и качалки, служащие для изменения
усилия и направления движения т я г .
68
Р и с. 48.
Схема обратимого
управления
гидроусилителя применяют на сам олетах, не постигавших к о п и а я п ких скоростей полета.
Усилие на р у ч к е управления
Р = Рш ( a d / 8 c ) ( { t / t p ) i
Для сверхзвуковых самолетов применяют необратимую систему
управления. Усилия, возникающие в проводке управления от шарнир­
ных моментов на органах управления,")» передаются на рычаги уп­
равления самолетом. Для имитации усилий. возраставших по
мере
увеличения угла отклонения руля, в систему управления включается
загрузочный механизм. Летчик преодолевает усилие не от шарнирно­
го момента руля, а от скатия или растяжения пружины загрузочн ого
механизма.
Переход к бустерным системам управления не снимает вопрос о
необходимости и целесообразности использования на самолете
средств аэродинамической компенсации. Эти ср едства необходимы д а
снижения потребных мощностей бустеров и для повышения
б езоп ас­
ности полетов в случае аварийного перехода на ручное управление
при выходе бустера из строя.
сохранение размера колеи и минимального расстояния от земли
200 мм при полностью обхатой амортизации до конструкции самолета;
надежность замков иасси и дублирование системы уборки-выпус­
ка (наличие аварийной системы выпуска масси);
наличие средств сигнализации для контроля выпущенного-убрвнного положения и асси ;
время уборки - выпуска 6 - 12 с для легких самолетов;
12 - 15 с для тяжелых самолетов.
О с н о в н ы е
с х е м ы
м а с с и
На самолетах применяются следующие основные схемы иасси
(р и с . 4 9 ) .
а ) . Трехопорная с задним расположением вспомогательной
третьей опоры. Основная нагрузка на этом шасси приходится на две
основные стойки, расположенные впереди ц .т самолета (10% на хвос­
товую с т о й к у ).
Посадочный угол :
?=<*«ригг, - «УС” - ( « - 2 ~5 ' ) = 10~
•
<х!,рит ~ критический угол атаки крыла;
S 2. 1 а с с и
Н а з н а ч е н и е
к
ш а с с и
и
т р е б о в а н и я
Шасси - это система опор сам олета, обеспечивающая
р азбег,
пробег и передвижение самолета по аэродрому.
Упругими силовыми элементами,смягчающими удары и поглощаю­
щими кинетическую энергию самолета,являются пневматики колес я
амортизаторы.
Вес шаоси составляет 4-6% от взлетного в еса самолета &д .
К шасси предъявляются следующие требования:
обеспечение устойчивости и управляемости самолета при р аз­
б е г е , п р о б ег е, рулении;
эффективное поглощение кинетической энергии и эффективное
торможение самолета;
70
осуст- угол установки
крыла.
Противокапотажный угол : у
= 12 - 1 6 °.
Угол выноса иасси л ш = р+у> . Колея иасси
с
= 0 ,2 - 0 ,3 разма­
ха крыла.
Недостатки: плохая путевая устойчивость, неэффективное тормо­
жение, опасность капотирования, ограничение У„ос •
б ) . Трехопорная с передним расположением вспомогательной
третьей опоры. Основная нагрузка на основные стойки (Ь6% от с 0 ),
расположенные позади ц .т
самолета.
f
- посадочный угол;
1F-J4-25*- противокапотажный угол;
if = 30 - 5и°.
Это иасси наиболее распространено и обеспечивает:
хорошую путевую устойчивость при разбеге и пробеге;
эффективное торможение колес и безотрывный пробег по аэрод­
рому после приземления;
71
« р т ,4 -т .е
хороший обзор экипажу
на
взл ете и п о са д к е, удобство для
пассажиров, отвод струи газов
от поверхности аэродром а.
Недостатки: утяжеление и
усложнение передней ноги шасси,
так как ес т ь у стр ой ств а, о б е с ­
печивавшие поворот стойки
и
демпфирование колебаний;
ухудшение безоп асности
в
одучае поломки носовой опоры.
S
в ) . Двухопорная или в ев зсжпедвая схема с двумя
под­
крыльными стойками. При 'таком
иасси основная нагрузка прихо­
дится на заднюю опору, располо­
женную под фюзеляжем позади ц .т
самолета (тякадне 65%,
легкие
самолеты 85% от <?„);
Т
Цтс
J
*= 3 0 -4 0 ° - угол выноса
главных колес
fi.fi .
« 1 0 0 -1 2 0 ° .
Подкрыльные опоры
долкяв
позволять посадку о мренои
до
Tat
Ь °.
Преимущества вехосипедяого
иасси:
простая схема уборки иасси
в фюзеляж;
^
хорошая путевая .устойчи­
вость и управляемость самолета
при управляемой передней стейки
Р и с . 4 9 . Основные ахемы
иасси;
н иарвметры наеом
аффективное иииильеоваяяв
тормозов к олес.
Недостатки: недостаточная воверечвая устойчивость;
болей
тяжелые стойки м асок, так как ирнмпнлютля устройства для увели-
чения Су в зл е т а (взды бливание передней или проседание з а д н е й ,
с т о й к и );
усложнение конструкции фюзеляжа и крыла для уборки основцо*
го шасси и подкрыльных с т о е к ;
при большом разм ахе подкрыльные стойки выходят за полосу.
А м о р т и з а т о р ы
Р або та или эн ерги я удара самолета при п о сад к е, подлежащая
поглощению амортизирующими устройствам и зави си т от массы цаыолет а , е г о посадочной скорости при вертикальном снижении,
опреде­
л я е т с я по нормам прочности и выражается нормированной работой :
яп ИОрМ
*
= a рг,
y L .
Все применяемые ж идкостно-газовы е амортизаторы шасси имеют ,
упругие и демпфирующие элементы. Упругий элемент (а з о т или
в о з­
дух) аккум улирует часть кинетической энергии для возвращ ения
ам о р ти зато р а в исходное положение, демпфирующий элемент (жидкость
АИГ-10) поглощает и р а с с е и в а е т энерги и у д ара. На прямом и обрат­
ном ходе жидкость в ам ортизаторе п роталки вается черев
небольшие
о твер с ти я и ч асть энергии удара за счет сил гидравли ческого соп­
ротивления п ер евод и тся в тепловую энергию и р а с с е и в а е т с я . ,
Ь жидкостных ам о р ти зато р ах , применяющихся на тяжелых самоле­
т а х , упругим элементом аккумулирующим энергию на прямом х о д е , я в ­
л я е т с я ж идкость. Для т о го чтобы ход ам орти затора был достаточным
применяют жидкости с малым модулем объемного сжатия при высоких
давлениях в ам о р ти зато р е. Их достои н ства - малых вес н габариты ,
а основной н ед о статок - это трудность создания уплотнений, надеж­
но р в б о т а в ж при больших давлениях Ъ-Ъ тыс. к гс /с м "'.
Работа.восп рин им аем ая амортизатором одно»: ноги п а с с я ,
л
На,,
где
_ ^нор ":" 1 Япн
/
- число колес на ноге fcacct:;
л - число ног и а с с и ;
^ Им — ^т ах
где
92
ш а с с и
J
’
fJrrux~ усили е з а м ор ти зат ор е;
tfmajc ~ Х°Д а м о р т и за т о р а ;
q
- коэффициент полноты диаграммы;
tf
-0,7-0,85.
Усилие Рам за в и с и т от прямого хода ам о р ти зато р а и на
диаграмме (р и с . 5 0 ) э т а зави си м о сть выражена кривой АСБ, а сила
Рам ~
Рг
гд е
Р
r Pjw >
- сила сж атия г а з а ;
сила соп ротивлени я жидкости.
Площадь ОАСВД - э т о е с т ь й трм • Уси­
лие Рао - п р едварительн ой затяж ки
{ Р 0 - 2 0 -3 0 к г с / с м ^ ) , р авн о
н аг­
р у з к е , которую надо приложить
к
а м о р т и за т о р у , чтобы он н ачал обжи­
м а т ь ся .
~ом
ртах - максимальное усилие в
ти заторе.
ао
Коэффициент
полноты
амор­
диаграммы
д
Б и с . 5 0 . Диаграмма
работы ам о р ти зато р а
7 =ь---------—
гт ах
- за в и с и т от площа-
ди проходных о т в е р с ти й , к о то р ая
заним ает 3-5% от площади штока а м о р т и зат о р а . Если о твер с ти е бо л ь­
ше, то кри вая АСБ уменьшит площадь диаграммы , т а к к а к сила Ряс
уменьшится за с ч е т уменьшения скорости п ер етекан и я жидкости.
На обратном ходе сила сж атого г а з а Рг з а с т а в л я е т ам о р ти за­
тор расп рям иться по кривой ВЕА. Т о гд а площадь ОАЕВД - э т о э н е р ­
г и я , возвращ енная сам олету и расходуем ая на его подпры гивание.
Для получения необходимого г и с т е р е з и с а на современных амор­
т и за т о р а х применяют клапаны торможения на прямом и обратном х о ­
д а х .' Т огд а диаграмма примет вид ft- С1В Е1А й г и с т е р е з и с
у вели ­
ч и т с я , т . е . при обжатии о т в е р с ти я для прохода жидкости уменьшают
г»а
К о л е с а
ш а с с и
В настоящ ее врем я применяются негормозные и тормозные ав и а
74
диснные к о л е с а , которые являю тся частью конструкции в а с с и .
Камеры пневматиков изготовлены и з вы сококачественной резины ,
а покрышки - и з к о р д а . В зависимости от величины внутреннего дав­
ления различаю т следующие к о л е с а :
с пневматиками высокого давления ( р
= 12-20 к г с /с м 2 ) , ко­
торые мало обжимаются и поглощают 10-15% энергии при приземленииприменяются на скоростны х сам о л етах , при эксплуатации на бетонных
БДП;
с пневматиками ср ед н его давления ( Д = 6 -1 0 к гс/см 2 ) - п о лубаллонны е, применяются на сам о л етах , эксплуатирующихся и на
грунтовы х ВПП с твердыми грунтам и;
с пневматиками н изкого давления ( д
= 2 -3 к гс /с м 2 ) - бал­
лонны е, которые хорошо обжимаются и поглощают до 40% энергии при
п ризем лении, обладают хорошей проходимостью на гр у н тах .
Нетормозные к о л еса применяются в передних, задних и подкрыль­
ных с т о й к а х ш асси .
Тормозные к о л еса применяются на главных стой ках ш асси, что
п о зво л я ет с о к р а т и т ь длину п р обега после приземления
» на 50%,
в том числе и использованием тормозных парашютов, р ев ер са тяги
д в и г а т е л е й , воздушных торм озов. Тормозные колеса тяжелее н етор­
мозных.
На тормозных самолетных к ол есах применяются:
колодочные то р м о за, основными частями которых являются две
или н еско л ьк о колодок и тормозной стальной б ар аб ан , жестко скреп ­
ленный, с корпусом к о л е с а . Колодочные тормоза создают большой тор­
мозной момент колодкам и, которые прижимаются к тормозному бараб а­
ну под действием сж атого в о зд у х а или гидравли ческого д авл ен и я.
Б ез д ей стви я в о зд у х а колодки отжимаются от бараб ана пружинами;
камерные т о р м о за, работаю т также как и колодочны е. При тор­
можении в к ам ер у , расположенную под колодками, подают сжатый в о з­
дух (и л и ж и д ко сть) под действием к о то р о го , колодки перемещаются
в радиальном направлении и прижимаются по всей окружности к тор­
мозному б а р а б а н у ;
дисковы е т о р м о за , работаю т по принципу фрикционной пластин­
чатой муфты с ц е п л ен и я . На бараб ане к ол еса и корпусе тормоза на
шлицах посажены тормозные вращающиеся вм есте с колесом и неподвиж­
ные на ко р п у се д и ск и , которые могут перемещ аться под давлением
ж идкости по шлицам в направлении оси к о л е с а . При сбр о се давления
прижимной ди ск отходит о т п а к е т а дисков действием пружины и колесо
р асто р м аж и в ается .
г у , малый в ес и габариты, высотность, легко запускаться на любой
высоте
в любую п о год у, иметь малый удельный расход топлива,
хорошую приемистость и т . д .
§ 3 . Силовые .установки
Н а з н а ч е н и е
к
с и л о в ы м
и
т р е б о в а н и я
у с т а н о в к а м
Силовая установка (СУ) на самолете - эт о совокупность дви­
гателя с е г о агрегатами* систем и устр ой ств , обеспечивающих на­
дежную работу двигателя в процессе эксплуатации.
В СУ входят:
1) дв и га т е л ь с а г р е га т ам и и системами з а п у с к а и у п р авл ен и я ;
2 ) воздушный винт для ТЕД и ПД;
3 ) моторная рама для подвески и крепления двига?еля;
4 ) капоты, обтекатели, гондолы;
5) системы: топливная, масляная, охлаждения, противопожарная
противообледенительная, управления и контроля;
6) устройства для всасывания воздуха и выхлопа отработанных
г а зо в .
Тип двигателя выбирается конструктором на основании техни­
ческих требований, предъявляемых к проектируемому сам олету.
К силовым установкам, независимо от их типа и места распо­
ложения на сам ол ете, предъявляются следующие требования:
выгодная компоновка из условий аэродинамики;
минимальные потери мощности в системах всасывания, выхлопа
и работы агрегатов силовой установки;
поглощение вибраций двигателя элементами ег о крепления;
компенсация температурных деформаций в узлах крепления дви­
гателя;
•удобство монтажа, легкий доступ ко всем узлам и агрегатам
двигателя;
обеспечение живучести силовой установки;
возмоаность локализации пожара в отсеке дви гател я.
Кроме т о г о , двигатель должен иметь требуемую мощность или тя­
76
Р а с п о л о ж е н и е
на
с а м о л е т е
д в и г а т е л е й
£ зависимости от количества и типа двигателей они могут раз­
мещаться в фюзеляже, на крыле, в гондолах, расположенных под или
вад крылом или в хвостовой части фюзеляжа.
Поршневые и турбовинтовые двигатели на однодвигательном са­
молете устанавливается в носовой части фюзеляжа, при д в ух, четы­
рех двигателях - на крыле, что уменьвает вес крыла, так как мас­
совые силы двигателей разгружают крыло в полете. На самолетах не­
больших и скоростных двигатели ТРД, ПВРД, ЖРД устанавливают
внутри фюзеляжа в хвостовой части так, чтобы ось тяги двигателя
совпадала с хвостовой частью фюзеляжа и проходила через ц .т са­
м олета, чтобы при отказе двигателя не нарушалась балансировка
сам олета. Конструкция хвостовой части обычно в этом случае выпол­
няется разъемной.
Если на самолете 2 ,4 и более двигателей ТРД, ДТРД, 1РД они
обычно размещаются на крыле или на фюзеляже. В корневой
части
крыла двигатели имеют меньшее сопротивление, при отказе
легче
компенсировать разворачивающий момент.
Если двигатель в гондолах на крыле, та обычно в хвостовую
часть гондолы убирается основная стойка шасси.
Распологают ТРД, ДТРД на пилонах под крылом, что уменьшает
интерферен!рш между гондолой двигателя я крылом, но близкое рас­
положение двигателя к земле приводит к быстрому износу деталей и
агрегатов двигателя от попадания пыли, грязи и песка в двига­
тель.
Расположение двух или четырех двигателей в хвостовой части
фюзеляжа в специальных гондолах улучшает пожаробезопаоносгьд'меньшает шум в кабине пассажиров и экипажа, улучшается
аэродинамика
крыла, ось тяги двигателей может проходить через ц .т
самолета,
но на 2-4% увеличивается вес крыла, так как нет разгрузки
от
двигателей.
77
На хвостовой части размещают двигатель и внутри фюзеляжа,
наряду с гондолами вне фюзеляжа.
В о з д у х
о з а б о р н и к и
Воздухозаборники предназначены для обеспечения воздушного
потока, поступающего в двигатель. Они должны выполнять следующие
функции:
1) максимально использовать скоростной напор;
и
к а п о т ы
Предназначены для уменьшения аэродинамического сопротивления
и предохранения двигателя и его агрегатов от загрязнения. Панель­
ная конструкция гондолы или капота воспринимает воздушные нагруз­
ки и обеспечивает удобство технического обслуживания,
монтаж
и демонтаж д в и г а т е л е й . Б гондолах размещены реверсивные у с т р о й с т ­
в а , уменьшающие длину п ро бе га с а м о л е т а .
2 ) иметь минимальное лобовое сопротивление;
С и с т е м ы ,
о б с л у ж и в а ю щ и е
д в и г а т е л ь
на
с а м о л е т е
3 ) иметь равномерное скоростное поле потока в о зд у х а , при
входе в двигатель.
Система смазки д в и г а т е л е й . П редназначена д л я :
Для ТВД воздухозаборники выполняют в виде кольца или полу­
кольца, так как онинаиболее полно удовлетворяют требованиям, фор­
мы внутреннего канала должны быть плавными и иметь гладкую обшив­
ку. Воздухозаборники для ТРД бывают лобовы е, боковые, крыльевые,
сверху или снизу фюзеляжа..
На самолетах со скоростью М > 1 ,5 применяют
профилиро­
ванное остроносое т ел о , которое обеспечивает систему косых скач­
ков уплотнения и со зд а ет регулирование геометрии воздухозаборни­
к а , чтобы иметь минимальные потери энергии на входе в двигатель.
В ы х л о п н ы е
у с т р о й с т в а
Служат для отвода реактивной струи турбовинтового или турбо­
реактивного двигателя с помощью выхлопной трубы - сопл а.
Для
уменьшения в е с а , упрощения охлаждения и крепления сопло делают
коротким, покрывают кожухом, через который пропускают в оздух или
защищают теплоизоляционным покрытием. Сопло и обшивку в зон е вы хлопных газов изготавливают из жароупорной стали . Конец
сопла
подвешивают на шарнирной п одв еск е, чтобы не препятствовать темпе­
ратурным расширениям трубы. Сопло крепится к двигателю тепескопи-**
чески с шаровым шарниром.
I
78
Г о н д о л ы
1 ) обеспечения подачи требуемого количества масла к трущимся
парам при любых режимах работы двигателя;
2 ) передачи во внешнюю среду тепл а, получаемого маслом
вследствие трения и нагрева ч а с т е й д в и г а т е л я ;
3 ) удаления твердых ч ас ти ц , образующихся при и зносе1 трущихся
эл ем ентов ;
4 ) сигнализации о дефектной работе трущихся элементов.
Обычно в авиационных двигателях применяют циркуляционную
систему см азки, где масло движется по замкнутому контуру: после
смазывания поверхностей оно собирается и остается для повторного
многократного использования. Для эт ого оно охлаждается, очищается
от примесей и обеспечивает смазку двигателя в течение многих ча­
сов работы небольшим количеством масла.
Цикл такой: из маслобака масло поступает во всасывающую
магистраль в нагнетающий н а с о с , из которого под давлением подает­
ся к узлам смазки в дви гателе.
Давление и температура масла контролируется приборами, ука­
зател и которых вынесены на пульт управления. Ласло проходит через
фильтр, при засорении которого через перепускной клапан масло по­
д а е т с я в дви гател ь. Из двигателя откачивающие насосы подают мас­
ло в воздухоотдел и тел ь, радиатор и в маслобак.
79
Обязательно имеется система суфлирования и дренажа.
Масляные насосы служат для нагнетания и откачки масла. Они
обычно шестеренчатого типа.
фильтры бывают тонкой и грубой очистки. Тонкая (1 0 -2 0 мк)
очистка в напорной магистрали или фильтр высокого давления. Гру­
бая очистка в линии всасывания или фильтры низкого давления.
Иногда применяют центробежный масляный фильтр для еще более тон­
кой очистки.
Воздухоотделители служат для отделения во вспененной м асловоздушной смеси масла от воздуха. Содержащее воздух масла пос­
тупает во внутрь центрифуги - крыльчатки. Под действием центро­
бежных сил масло, как более тяжелое отбрасывается к стенкам ци­
линдра центрифуги, а в о зд у х , пары масла и газы остаются в цент­
ре.
Система топливопитания. Служит для подачи топлива под дав­
лением в основную и форсажную камеры сгорания, а при запуске в
пусковое устройство.
обеспечивать подачу необходимого количества топлива в двига­
тель при любых эксплуатационных условиях;
создание хорошего распыливания топлива и равномерного
пределения в зоне горения;
j
рас­
ладают меньшей ч у в с т в и т е л ь н о с т ь ю к за гр я з н е н и ю топлива и е г о
свойствам.
о а оо .о е оч..■а система.
к о с м , -о
П ре дн а зн ач ен а дл я заправки сам ол е те
: он;-е > 'с ;гчй бопоойх са-уэдотьх п р и м е н я е тс я
централ л -
е о о е н и а е с,середке топливом б а к о в .
Древа-.аш; сас т сы п ,
On у щит для т о г о , чтобы при выгораний
т о п л и в а н а д в е р к а го ы то пл ива не со зд а в ал ся бы в а к у у м ,
тормозящий
подачу топливе в с и с т е м у , Чтобы повы сить против стокерную б е з о п а с ­
ность , через дренажные о т в е р с т и я п о д а е т с я инертный r a g , заполняю ­
е
баке.
ИротиБопоаа рна я си стем а. Служит д л я покадите г и? пожара д.
о т с е к е д в и гат е л я и е г о ликвидации,
о т с е к е д в и г а т е л я с т о я т ав т о ­
матические многоразового действия огнетушительные системы, вклю­
чающиеся при возникновении пожара, дыма или повышения температуры
в
в единицу времени.
Система регулирования д в и га т е л я .
Выполняет следующие
функ­
ции:
наружу
обеспечивать очистку топлива;
быть доступной для техобслуживания;
позволять использовать хладорееурс топлива для охлаждения
масла и агрегатов самолетных систем.
Из бака топливо подается подкачивающим насосом в измеритель
расхода топлива, топливо-иасляный радиатор и фильтр на вход в ос­
новной топливный н а со с. От насоса топливо под высоким давлением
поступает в регулятор (д о за т о р ) я камеру сгорания. Обязательно
имеется дренажная систем а, в которой имеется сливной и дренажный
80
Подкачивающие топливные насосы - обычно центробежного т и п а ,
высокопроизводительные, надежные с большим р е су р с о м .
Основные топливные насосы - плунжерного типа или шестерен­
чатые. Плунжерные на со с ы дают высокое д а в л е н и е , п р о и з в о д и т е л ь н ы ., с
слоены в и з г о т о в л е н и й . Шестеренчатые на сос ы производительны,
об­
остановке
исключать возможность подтекания топлива или выхода
его паров;
собирающееся в них топли­
сопла
д в и гат е л я .
щий объем
Основные требования предъявляемые к систем е:
быстро и полностью прекращать подачу топлива при
двигателя;
Сечки. Из сливного и дренажного бачков
во в ы в о д и т с я па трубкам наружу, в зону у среза выходного
управление д в и га т е л е м , т . е . управление летчиком режима рабо­
ты двигателя;
'
сохранение режима работы или его изменение по заданной
про­
грамме ;
исключение возможного выхода двигателя
на опасные режимы
работы;
обеспечение быстрого и безопасного перехода на другие режимы
работы при
управлении двигателем;
обеспечение автоматического запуска при всех эксплуатацион­
ных условиях;
81
Применяются: регуляторы частоты вращения, регуляторы постоянст­
ва подачи топлива, автоматы приемистости, клапан минимального
давления топлива.
Оборудование сам олета.
Служит для обеспечения работоспо­
собности самолета и включает: пилотажное и радионавигационное,
средства св я зи , радиолокационное, св ет отехн и ч еск ое, аппаратуры
кондиционирования (в ы со тн о е), противопож арное,аварийно-спасатель­
н о е , бы товое, энергетическое - э л е к т р о -, г и д р о -, пневмосистемы.
Электросистема современных самолетов включает: источники пи­
тания - электрогенераторы и аккумуляторы, электродвигатели, наг­
ревательные устр ой ств а, освещение, сигнализацию и т .п . Отклоне­
ние щитков, закрылков, триммеров, уборка-выпуск шасси - перево­
дится на электроприводы. Но электроприводы имеют большой вес и
инерционность, поэтому в системах управления применяются гидро­
приводы.
Гидравлическая систёма состоит из трех групп: питающей, ко­
мандной и исполнительной.
Питающая группа состоит из бачка с жидкостью, гидронасоса и
аккумулятора, выравнивающего пульсации в систем е.
Командная группа включает распределительный кран и золотни­
ковое устройство.
Исполнительная группа - гидропривод в виде силового цилинд­
р а , либо гидромотор вращательного типа.
Пневмосистема включает компрессор и баллоны со сжатым возду­
хом. Пневмопривод хуже гидропривода и электропривода и применяет­
ся как аварийный.
1
Высотная система (кондиционирования) обеспечивает в кабинах
самолета условия, дающие возможность людям жить и работать
при
полете на высотах
км. В нее входят: аппаратура гермока­
бин, поддерживающая• заданное давление, киолородвое оборудование,
отопительно-вентиляционные устр ой ств а, охладительные у стр ой ств а,
приборы, поддерживающие нормальную влажность воздуха в
кабинах,
фильтры и поглотители, очищающие воэдух от вредных примесей.
82
Л и т е р а т у р а
1.
3 о н ша й в
тельных аппаратов.
2.
С.И.
Аэродинамика и конструкция лета­
И ., "Высшая школа", 1966.
М а р т ы н о в
А .К .
Прикладная аэродинамика. I I .,
"Машиностроение", 1 972.
3.
Ш у л ь к е н к о
М.Н.
Конструкция самолетов.
М .,
"Машиностроение"^ 1 971.
4. Г л а г о л е в
А .Н ., Г о л ь д и н о в
Г р и г о р е н к о
С.М. Конструкция самолетов.
ностр оение" , 1 9 7 5 .
М .Я .,
М ., "Маши­
1
О Г Л А В Л Е Н И Е
В в е д е н и е ..............................
Г л а в а
§ I.
§ 2.
§ 3.
§ А.
Г л а в а
§
§
§
§
I.
2.
3.
4.
Г л а в а
§
§
.§
у
I . ОСНОВНЫЕ ЗАКОНЫ АЭРОДИНАМИКИ
.......................
Параметры в о зд у х а . Мекдународная
с тан д ар тн ая атмосфера .................................................
Основные законы движения аи дкэстей и
га зо в ......................................................................................
Подъемная сила крыла
.........................................
О бтекание тел а сверхзвуковым потоком .............
J
8
0
*
14
2 . ОСНОВЫ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА .......................................
21
Летные характеристи ки сам олета ...........................
Маневренность самолета ........................... ..................
У стойчивость и управляем ость сам олета .........
Уменьшение усилий на командных рычагах
у п равл ен и я................................
-L
^
3.
*2
КОНСТРУКЦИЯ АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА......................
31
39
Крыло ......................................................................................
С редства механизации крыла .....................................
Оперение и э л е р о н ы ........................................................
Ф ю зе л я * .................................................................................
“Д
33
33
58
Г л а в а
W. СИСТЕМЫ САМОЛЕТА ...........................................
6-+
§ I.
§ 2.
§ 3.
ЛИТЕРАТУРА
Управление самолетом ...................................................
Ш асси ................................
Силовые устан овки ...........................................................
..................................................................... ..............................
6ч
оЧ
I.
2.
3.
if.
. ............................
70
76
Ы
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа