Файл: Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак.pdf

Автоматический регулятор давления 11, сообщающий ка- ■бнну с атмосферой, обеспечивает заданный закон изменения „давлении воздуха в кабине в зависимости от высоты полета

(рис. 4.10,6).

Рис, 4.10. ilpinimiiiiia.TbiuiH схема системы ко11Дшию1шроиат1Я воздуха.

До расчетной высоты Н\ в кабине поддерживается постоян­ ное давление, близкое к давлению воздуха у поверхности зем­

ли. На высотах, больших чем И и между кабиной п атмосферой поддерживается постоянный перепад давления А/?. Величина Ар (определяющая и величину Нt) выбирается при проекти­ ровании самолета как разность между атмосферным давле­ нием на максимальной допустимой в эксплуатации высоте по­ лета и атмосферным давлением на высоте 2,4—2,8 км.

С увеличением А/; вес фюзеляжа возрастает. При отказе регулятора давления 11 вступает в работу предохранительный клапан 12, исключающий возможность перенаддува кабины или появления обратного (отрицательного) перепада давле­ ния.

•94

Г Л А В А 5

ЭЛЕРОНЫ, ОПЕРЕНИЕ.

УПРУГИЕ КОЛЕБАНИЯ ЧАСТЕЙ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА

Для обеспечения устойчивости и управляемости самолета предназначено оперение самолета и элероны.

§ 1. Э Л Е Р О Н Ы

Поперечная управляемость самолета обеспечивается элеро­ нами. В ряде случаев поперечное управление может осуществ­ иться органами другого наименования. На самолетах, вы­ полненных по схеме «бесхвостка», поперечное и продольное управление осуществляется одними и теми же органами, ко­

торые называются элеронами.

Элероны располагаются, как правило, на концах крыла и

Рис. 5.1. Основные геометрические параметры элерона.

Эффективность элеронов оценивается коэффициентом ста­ тического момента или коэффициентом мощности

(5.1)

95

Для современных самолетов

2

Максимальные углы отклонения элеронов лежат в преде­ лах от 12 до 25°, причем меньшие значения соответствуют скоростным самолетам.

Для предотвращения разворачивающего момента, связан­ ного с отклонением элеронов, на дозвуковых самолетах часто применяется дифференциальное отклонение элеронов, т. е. угол отклонения элерона вниз меньше, чем вверх. Иногда для этих же целей используется элерон типа ЦАГИ (рис. 5.2), ко­ торый при отклонении вверх создает дополнительное сопро­ тивление за счет носка, выходящего в поток.

Ось вращения .элерона

Рис. 5.2. Элерон типа ЦАП!.

Элерон нагружается воздушными и массовыми нагрузками и на современных самолетах представляет собой конструкцию, состоящую из лонжерона, нервюр п обшивки (рис. 5.3). На­ грузки, действующие на элерон, уравновешиваются реакциями онор и усилием со стороны проводки управления.

Элерон крепится к крылу на трех или более опорах. Для предотвращения заклинивания элерона из-за деформации кры­ ла в опорах ставятся сферические подшипники, а при боль­ шом размахе элерона ои делается разрезным, двухсекцион­ ным.

Поскольку при деформациях крыла расстояние между опорами элерона может изменяться, часть опор в осевом на­ правлении выполняется подвижной (рис. 5.4).

На конце крыла в зоне расположения элеронов при полете на больших углах атаки возможно развитие концевого срыва,.

96

что приводит к ухудшению устойчивости и управляемости самолета. Склонность к концевому срыву особенно характер­ на для стреловидных крыльев. Для затягивания копцевог > срыва существует ряд мероприятий.

Рис. 5.3. Конструкции элерона: 1 — лонжерон; 2 — нервюра; 3 — обшивка; 4 — узлы навески.

Рис. 5.4. Кронштейн навески элерона: подвижный а и неподвижный о

внаправлении оси вращения.

J.Концевой предкрылок (рис. 3.6) устанавливается в зоне элерона и обеспечивает затягивание срыва на конце крыла до больших углов атаки.

2 . Аэродинамическая п геометрическая крутка — специ­ альный подбор профилен по размаху крыла и их взаимной установки.

У самолетов со стреловидным крылом концевой срыв мо­ жет развиваться уже при относительно небольших углах ата­ ки (5-г 8°), что связано с перетеканием пограничного слоя к концам крыла.

Чтобы задержать перетекание пограничного слоя к концу крыла, используются аэродинамические перегородки, «зуб» или «запил» па передней кромке крыла (рис. 5.5).

.чпдсржмп;и<п' развитие концевого срыва ни стреловидном крыле.

Для повышения эффективности поперечного управления в помощь элеронам могут применяться интерцепторы, кото­ рые представляют собой пластинку, выдвигающуюся в поток на верхней поверхности крыла одновременно с отклонением элерона вверх (рис. 5.6)-

Рис. o.fi. Интерцептор кик средетпо улучшения поперечной управляемости.

98

§ 2 . О П Е Р Е Н И Е

Оперение делится па горизонтальное и вертикальное (рис. 5.7). Горизонтальное оперение предназначено для обес­ печения продольной устойчивости и управляемости самолета. Дозвуковые самолеты имеют горизонтальное оперение, со­ стоящее из неподвижного или переставляемого специальным механизмом стабилизатора и подвижного руля высоты. Сверх­ звуковые самолеты, как правило, имеют целыюповоротный стабилизатор, которым осуществляется продольное управле­ ние. Руль высоты в этом случае отсутствует.

Pin-. 5./. Оперение самолета: i — стабилизатор; 2 — киль; 3 - - руль пысоты; -I — руль наираиления.

Вертикальное оперение обеспечивает путевую устойчивость и управляемость, а совместно с крылом — и поперечную устойчивость самолета. Вертикальное оперение состоит.из ки­ ля и руля направления. Сверхзвуковые и гиперзвуковые само­ леты для повышения эффективности путевого управления могут иметь целыюповоротный киль.

Важнейшими параметрами, характеризующими эффектив­ ность оперения, являются коэффициенты мощности горизон­ тального и вертикального оперения

99

где Lro и Lno — расстояния от центров давления горизон­ тального н вертикального оперения до цент­ ра тяжести самолета;

bА •— средняя аэродинамическая корда крыла;

I — размах крыла.

Обработка статистических данных современных самолетов показывает, что

А-о — (0,5 1.0); А 0 = (0,04 -0 ,0 8 ),

причем

^= (0,15-5-0,3); ^ = (0,1-5-0,22).

Оценка эффективности рулен дается отношениями

= (0,2 -ч- 0,4); % = (0,21 - 0,35).

При выборе внешних форм оперения основное внимание уделяется выбору удлинения, стреловидности и относительной толщины профиля.

Как и для крыла, с увеличением удлинения Х,.0 и л,1() растет вес оперения и уменьшается его жесткость. Вместе с тем уменьшается лобовое сопротивление оперения. Для дозвуко­ вых самолетов весовые требования и требования жесткости имеют большее значение, чем для крыла, поэтому удлинение оперения меньше, чем крыла Хго = (3-ь-5), Аво = (0,8 -- 2).

Кроме того, при малом удлинении горизонтального опере­ ния критический угол атаки оперения имеет большую величи­ ну, чем крыло. Это позволяет сохранить эффективность опере­ ния и управления до углов атаки, превышающих а крыла.

Стреловидность оперения больше стреловидности крыла. Самолеты с прямым крылом нередко имеют стреловидное оперение для увеличения его плеча — расстояния до центра тяжести самолета. Для скоростных самолетов Хоп^ХОгак как /И крит оперения должно быть больше, чем Д4,.рпт крыла, чтобы

избежать явлений, связанных с появлением скачков уплотне­ ния, и обеспечить достаточную устойчивость п управляемость самолета.

Профиль оперения чаще всего симметричный. Относитель­ ная толщина профиля выбирается по следующим соображе-

100

пиям. С уменьшением с уменьшается сх и увеличивается /Мкрмт.

оперения, но вес оперения при этом увеличивается, а жест­ кость уменьшается. Обычно относительная толщина профиля оперения меньше, чем профиля крыла.

Оперение современных самолетов располагается, как пра­ вило, в хвостовой части фюзеляжа. Менее распространенной является схема самолета с расположением горизонтального оперения в передней части фюзеляжа (схема «утка»).

Конструкция оперения аналогична конструкции крыла. Каркас киля или стабилизатора состоит из лонжеронов,

•стрингеров и нервюр. К элементам каркаса присоединяются панели обшивки. Назначение силовых элементов в конструк­ ции оперения такое же, как и в крыле. Поскольку киль и ста­ билизатор тоньше крыла, то по технологическим соображе­ ниям они зачастую выполняются из двух половинок, соединяе­ мых по стенкам лонжеронов (рис. 5.8).

Рис. 5.8. Сечение силовой части стабилизатора с соединением г, плоскости хорд.

1-1

л а

Рис. 5.9. Конструктивная схема руля п его поперечные сечения вдали и вблизи от узла навески.

101

Рули ii элероны состоят из лонжерона, нервюр н топкой обшивки. Стрингеры часто вообще отсутствуют. Изгибающий момент воспринимается поясами лонжерона с примыкающими участками обшивки. Поперечная сила в сечении воспринимает­ ся стенкой, а крутящий момент — замкнутым контуром, кото­ рый образует обшивка, а на участке установки узла навески (носок руля разрезан) контур образует стенка лонжерона и обшивка хвостовой части руля (рис. 5.9).

§ 3. УПРУГИЕ КОЛЕБАНИЯ ЧАСТЕЙ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА

Жесткость конструкции современного самолета является относительно невысокой, что определяет возможность возник­ новения колебаний и ряда явлении, связанных с упругими де­ формациями конструкции.

Упругие деформации вызывают перераспределение аэро­ динамических сил и появление дополнительных инерционных сил. которые определяются взаимными смещениями частей конструкции при ее деформировании.

Явления, связанные с взаимодействием аэродинамических, упругих и инерционных сил, действующих на элементы конст­ рукции, изучаются специальным разделом механики самоле­ та — теорией аэроупругости. Рассмотрим кратко аэроупругие явления, наиболее опасные для прочности авиационных кон­ струкций.

1. Бафтипг — вынужденные колебания хвостового опе­ рения самолета, обусловленные аэродинамическими импуль­ сами. вызванными спутной струей позади крыльев, гондол, надстроек фюзеляжа или других элементов самолета.

Чтобы предотвратить бафтипг, необходимо стремиться к улучшению обтекания частей самолета, лежащих впереди хво­ стового оперения. Необходимо также выносить хвостовое опе­ рение из зоны спутной струи крыла.

2. Флаттер — самовозбуждающиеся колебания крыла или других частей самолета при достижении определенной скоро­ сти полета, называемой критической скоростью флаттера.

Основным средством повышения критической скорости флаттера крыла является увеличение его жесткости на круче­ ние (увеличение толщины обшивки и площади контура). Эф­ фективным средством борьбы с флаттером крыла является также крепление двигателей на крыле с большим выносом их

102

вперед. Инерционные силы двигателей в этом случае вызы­ ваю! такие деформации крыла, которые затрудняют возник­ новение флаттера.

Наиболее эффективным средством борьбы с формами флаттера, которые возбуждаются рулями, является весовая балансировка последних.

Весовая балансировка осуществляется постановкой сосре­ доточенных или распределенных грузов (балансиров) в носке элеронов и рулей таким образом, чтобы центр тяжести органов управления располагался впереди осп их вращения.

Г ЛАВ А 6

ШАС СИ

§ I. НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ

Шасси — система опор, необходимая самолету для выпол­ нения взлета и посадки (разбега и пробега), стоянки и манев­ рирования по аэродрому. Вес шасси составляет значительную часть веса самолета.

К шасси предъявляют следующие основные технические требования:

1. Конструкция и расположение шасси должны обеспечи­ вать устойчивость и управляемость на всех наземных режимах эксплуатации самолета и возможность убирания в полете. Для нескоростных самолетов возможно применение частично уби­ рающего пли полностью неубнрающего шасси.

2.Конструкция и схема расположения шасси па самолете должны обеспечивать необходимую проходимость — возмож­ ность движения по поверхности аэродрома, соответствующего условиям применения самолета.

3.Конструкция шасси должна иметь амортизацию для смягчения ударов при посадке и движении по неровностям аэродрома.

4.Конструкция шасси должна удовлетворять требованиям норм прочности, обеспечивать необходимый ресурс при наи­

меньшем весе.

103