Файл: ГОТОВЫЕ ОТВЕТЫ.docx

Руль направления состоит из левой и правой обшивок, которые состоят из слоев стеклоткани и промежуточного слоя жесткого пеноматериала. В нижней части передней кромки руля направления имеется плоская поверхность с вклеенными в нее двумя болтами. Эти болты используются для крепления руля направления к нижнему монтажному кронштейну. На руле направления имеется балансировочный груз. Груз вклеен в кабанчик руля на передней кромке в верхней части руля направления. Руль направления подвешен на двух шарнирных опорах.

Вопрос 24. Особенности конструкции горизонтального оперения самолета da 40 ng

Стабилизатор крепится к верху киля. К задней кромке стабилизатора крепится руль высоты. Стабилизатор состоит из верхней и нижней обшивок, которые состоят из слоев стеклопластика. В задней части нижней обшивки имеется большой вырез для кабанчика руля высоты и балансировочного груза.

Поверх соединения между стабилизаторо+654

м и килем установлен жесткий обтекатель из стеклопластика, который крепится к килю четырьмя винтами. Руль высоты имеет верхнюю и нижнюю обшивку. Каждая обшивка выполнена из слоев стеклоткани с промежуточным слоем жесткого пеноматериала.

В средней части руля высоты расположена нервюра крепления кабанчика коробчатого сечения. В передней части кабанчика установлен балансировочный груз руля высоты. Кроме того, в передней части законцовок руля высоты установлены дополнительные балансировочные грузы. Руль высоты подвешен на пяти шарнирных опорах. К задней кромке руля высоты крепится триммер из стеклопластика. Триммер навешивается на шесть петель из стеклопластика

Вопрос 25 Схемы расположения опор шасси, их преимущества и недостатки

Различают следующие схемы расположения опор шасси.

а) с передней опорой, б) с хвостовой опорой и в) велосипедного типа

а) Трехопорная схема шасси с носовой опорой характеризуется наличием двух основных опор, расположенных несколько позади центра тяжести, и одной передней, вынесенной на значительное расстояние вперед от центра тяжести самолета.

Б) Основные достоинства заключаются в обеспечении сравнительно безопасной посадки и сокращении длины пробега за счет возможности энергичного торможения без опасения капотирования. Трехопорная схема шасси с хвостовой опорой в настоящее время применяется редко, в основном на легких учебных и вспомогательных самолетах.

Вопрос 26. Основные геометрические данные трехопорного шасси с передней опорой

Основные геометрические параметры схемы - это продольная база, колея, высота шасси, вынос основных опор относительно центра тяжести, а также углы: стояночный (угол между осью фюзеляжа при стоянке самолета и плоскостью грунта), посадочный (угол между осью фюзеляжа и линией, соединяющей точку соприкосновения колес основных опор и грунта с предохранительной опорой на фюзеляже), угол выноса основных опор и угол, характеризующий колею. Расстояние от центра тяжести самолета до поверхности грунта (высота шасси) и стояночный угол определяют положение оси самолета относительно грунта. С целью укорочения стоек и уменьшения их веса желательно иметь небольшие значения высоты. Однако чтобы реализовать посадочный угол атаки, высоту стоек приходится увеличивать. Высота шасси выбирается так, чтобы отдельные части самолета не касались грунта при посадке и движении по аэродрому. Для самолетов с ТВД расстояние от концов лопастей до грунта при обжатой амортизации должно быть не менее 160 мм. Для самолетов с низкорасположенным крылом необходима проверка, чтобы в случае посадки с креном концы крыла не задевали за грунт. Если шасси установлено на фюзеляже, то может потребоваться проверка достаточности клиренса - расстояния от нижней точки фюзеляжа до грунта. Величину стояночного угла на самолетах со сравнительно небольшой тяговооруженностью выбирают путем компромиссного удовлетвоpения двум противоречивым требованиям. С одной стороны, по условиям улучшения взлетных характеристик стремятся, чтобы стояночный угол в сумме с установочным углом крыла был близок к наивыгоднейшему углу атаки для разбега. С другой стороны, с тем чтобы не удлинять переднюю стойку, его стремятся выбирать близким или равным нулю. На самолетах с большой тяговооруженностью, для которых длина взлетно-посадочной полосы определяется посадочными характеристиками, стояночному углу можно придавать небольшие отрицательные значения. Это позволяет несколько уменьшить на пробеге подъемную силу и, благодаря этому, длину пробега. Для самолетов, эксплуатируемых с грунта, стояночный угол обычно выбирают положительным, с тем чтобы самолет при разбеге и пробеге принимал положение, способствующее уменьшению попадания пыли и грязи из-под шасси в воздухозаборники двигателей.

Вопрос 27. Особенности конструкции основной опоры шасси самолета da 40

Стойки основных опор шасси представляют собой листовые рессоры плоского сечения и изготовлены из стали. Каждая стойка основной опоры шасси крепится к центроплану двумя узлами крепления. К нижнему концу каждой стойки крепится полуось и опорная пластина тормоза. Барабан колеса основных опор шасси состоит из двух половин, изготовленных из алюминиевого сплава. Половины соединены тремя болтами. Эти же болты обеспечивают крепление тормозного диска к внутренней половине барабана. В состав колес входит шина с камерой. Стопорное кольцо удерживает конические роликовые подшипники и сальниковые уплотнения в каждой половине барабана. Во внешней половине барабана имеется отверстие для штока клапана.

Вопрос 28. Особенности конструкции носовой опоры шасси самолета da 40

Носовая опора шасси имеет трубчатую стойку, которая крепится к носовой части фюзеляжа при помощи прочного цапфового узла. Кроме того, на стойке установлен эластомерный пружинный пакет, который крепится к моторной раме. К нижней части стойки крепится вилка колеса. В переднем нижнем конце стойки носовой опоры шасси имеется почти вертикальный шарнир крепления вилки колеса, обеспечивающий самоориентирование колеса носовой опоры. Отклонение колеса ограничено упорами в пределах ±30°.

Боковая нагрузка на колесо носовой опоры шасси вызывает его самоориентирование. Усилие трения в шарнире вилки носовой опоры можно регулировать при помощи винта крепления вилки. Это позволяет не допустить возникновения колебаний (шимми) колеса носовой опоры.

Вопрос 29,30 Назначение и пе системы торможения колес самолёта

На DA 40 NG установлена раздельная тормозная система. Левая тормозная педаль первого и второго пилотов управляет левой системой, которая подаёт давление к левому суппорту тормоза. Соответственно правая тормозная педаль первого и второго пилотов управляет правой системой, которая подаёт давление к правому суппорту тормоза.

Если нажать на правую тормозную педаль правого пилота произойдёт следующее:

- С началом хода педали связь с бачком прервётся;

- С дальнейшим движением жидкость будет толкать поршень;

- Через кран стояночного торможения жидкость поступает к правому суппорту;

- Жидкость толкает поршень и прижимает нажимную тормозную пластину к тормозному диску;

- При прижатии нажимной пластины к тормозному диску колеса возникает сила противодействия, стремящаяся оттолкнуть суппорт от диска;

- При этом с другой стороны тормозного диска к нему прижимается неподвижная тормозная пластина;

- Правый тормоз затормаживает колесо.

При нажатии левой тормозной педали правого пилота происходят те же операции. Если нажать на правую тормозную педаль левого пилота С началом хода педали связь с главным цилиндром правого пилота прервётся. (остальное по пунктам тоже самое)

Для включения стояночного тормоза необходимо:

- Нажать на обе педали;

- Переместить рычаг стояночного тормоза в положение «LOCK»;

- Отпустить педали.

Для выключения стояночного тормоза необходимо переместить рычаг стояночного тормоза в положение «RELEASE»

Вопрос 32. Преимущества и недостатки жестких и тросовых систем управления самолетом

Жесткая проводка состоит из тяг, качалок, рычагов, валов, направляющих устройств и кронштейнов. Так как тяги могут работать на растяжение и на сжатие, то для обеспечения управления достаточно одной линии тяг.

Вопрос 33. Методы снижения аэродинамических усилий с помощью осевой и роговой компенсации рулей и элеронов

Шарнирный момент руля можно уменьшить, применяя аэродинамическую компенсацию. Наиболее широкое распространение получила осевая аэродинамическая компенсация - смещение оси вращения руля от его передней кромки. Центр давления аэродинамической силы руля лежит приблизительно на 1/3 его хорды. Если ось вращения руля приблизить к линии центра давления, то тем самым уменьшится плечо аэродинамической силы. Уменьшение плеча дает уменьшение шарнирного момента руля, а следовательно, уменьшает нагрузку на рычаг управления рулем.

Иногда аэродинамический компенсатор представляет собой часть рулевой поверхности, вынесенной вперед только у края руля, а не по всей длине (см. рис. 6.4.). Такая разновидность осевой аэродинамической компенсации получила название роговой и применяется на легких нескоростных самолетах. На элеронах применяется также и так называемая внутренняя аэродинамическая компенсация. Компенсатор находится в пространстве за задним лонжероном крыла и соединен с ним герметичной гибкой перегородкой. Разность давлений, действующих на компенсатор, создает необходимый эффект. Внутренний компенсатор не выходит в поток и не увеличивает сопротивление. Наряду с осевой компенсацией, применяются сервокомпенсаторы. Принцип действия его подобен действию триммера. В то же время между ними имеется существенное различие. Если триммер отклоняется только по командам пилота и отклонение руля не вызывает поворота триммера, то сервокомпенсатор при помощи четырехзвенного механизма отклоняется всегда в сторону, обратную отклонению основного руля. Иногда используются триммеры-флетнеры - это флетнеры, длина жесткой тяги которых может изменяться с помощью электрического привода, и поэтому они могут работать и как триммер, и как сервокомпенсатор.

Вопрос 34. Назначение и принцип работы триммера

При длительном полете самолета с отклоненными рулями для снятия усилий с командных рычагов применяются триммеры, которые представляют собой дополнительную рулевую поверхность, устанавливаемую на задней части основного руля. Триммеры отклоняются на необходимые для снятия усилий углы по желанию пилота. Это обеспечивается специальной механической проводкой из кабины экипажа к триммерам или при помощи управляемых из кабины экипажа электромеханизмов. Отклоняя триммер в сторону, противоположную отклонению руля, нагрузку, передающуюся на командные рычаги, можно уменьшить до сколько угодно малой величины. Компенсирующий момент от триммера, противодействующий шарнирному моменту, возникает вследствие большого плеча силы, приложенной к триммеру, хотя сама сила и невелика