Файл: Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 21.10.2024
Просмотров: 74
Скачиваний: 0
ло. Необходимость иметь запас по углу атаки не позпол лет совершать взлет и посадку па г П1ПХ (рис. 9.19).
Из формул (9.3) и (9.4) следует, что при заданном весе са молета 0 0 пли (7П0Сможно уменьшить Vorp и Нпос, увеличивая несущую способность крыла (произведение с\$) и применяя силовые установки, дающие вертикальную силу тяги.
Классификация средств, улучшающих взлетно-посадочные характеристики самолетов, приведена в табл. 9.1.
2. Механизация крыла, увеличивающая г
Механизация крыла, повышающая его коэффициент подъ емной силы cymas, а следовательно, и с птр и су пос, получила
широкое применение па современных самолетах гражданской авиации.
Щитки выполняются в виде отклоняемой вниз части ниж ней поверхности крыла, расположенной вдоль его задней кромки (рис. 9.20,н)- При отклонении щитка увеличивается кривизна профиля и, кроме того, происходит отсос погранич ного слоя с верхней поверхности крыла в зону разрежения между крылом и щитком. В результате су шах повышается.
Более эффективными, по конструктивно более сложными являются выдвижные щитки (рис. 9.20,6), которые при откло нении вниз одновременно смещаются к задней кромке крыла, увеличивая его площадь S.
Отклоненные щитки существенно увеличивают сопротивле ние самолета, поэтому при использовании щитков на взлете приходится значительно уменьшать угол их отклонения, сни жая тем самым и прирост cv.
Закрылки представляют собой хвостовую часть крыла, от клоняемую вниз. Применяются закрылки различных типов.
У крыла с простыми закрылками (рис. 9.20,в) прирост сушах. происходит только за счет изменения кривизны исход
ного профиля и поэтому их эффективность сравнительно не велика.
При отклонении щелевых закрылков между ними и крылом образуется профилированная щель-сопло (рис. 9.20,г). Уско ренный поток воздуха, выходящий из этой щели, задерживает срыв потока с закрылка и способствует увеличению разреже-
1 8 0
пня на верхней поверхности крыла. У выдвижного щелевого закрылка (рис. 9.20,д) добавляется эффект увеличения пло
щади крыла.
Важным достоинством выдвижных закрылков является то. что при небольших углах их отклонения значительное увели чение с сопровождается малым ростом гх. Это позволяет
эффективно использовать закрылки не только при посадке, но и па взлете.
а >к
Рис. 9.20. Виды механизации крыла, повышающие с
Эффективность закрылков возрастает при увеличении угла отклонения. Однако при больших углах отклонения однощеле вых закрылков (более 35—40э) возникает срыв потока, при водящий к падению су п вызывающий тряску закрылков.
Б связи с этим па большинстве современных гражданских самолетов применяются высокоэффективные двухщелевые и
181
трехщелевые выдвижные закрылки, работающие без срыва потока до углов отклонения 50 + 60° (рис. 9.20.е).
Зависающие элероны. Установка обычных элеронов умень шает площадь крыла, занятую закрылками н, следовательно, снижает эффективность применения механизации крыла. Для устранения этого явления на некоторых самолетах (например, на Ан-2) применяются зависающие элероны или элероны-за крылки, которые могут одновременно отклоняться вниз, со храняя при этом функции элеронов.
Предкрылки. Предкрылок располагается идопь передней кромки крыла. Между ним и крылом образуется профилиро ванная щель (рис. 9.20,ж).
Различают предкрылки с фиксированной щелыо, автома тические предкрылки, открывающиеся на больших углах ата ки под действием аэродинамических сил, н управляемые пред крылки.
Действие предкрылка проявляется в том, что па больших углах атаки струи воздуха, протекая через щель между пред крылком и крылом, увеличивают скорость пограничного слоя над крылом и препятствуют срыву потока. Критический угол атаки якрит и £\,шпх крыла при этом увеличивается.
Концевые предкрылки — предкрылки, установленные на концах крыла, увеличивают якр1|т и, предотвращая срыв пото
ка с концевой части крыла, обеспечивают эффективность эле ронов на больших углах атаки. Применение концевых пред крылков практически не повышает несущую способность кры ла. Объясняется это тем, что предкрылки, увеличивая су тах
концевых участков крыла, перед которыми они находятся, лишь компенсируют потерю подъемной силы па средней части крыла, где начинается срыв потока.
Для крыла с положительной стреловидностью, у которого тенденция к концевому срыву потока особенно значительна, предкрылки целесообразно устанавливать на большей части размаха крыла.
На некоторых пассажирских самолетах установлены про стые но конструкции предкрылки Крюгера (рис. 9.20,з), назы ваемые иногда передними щитками. Предкрылки пли щитки Крюгера увеличивают эффективную кривизну носовой части профиля и повышают его акрпт. Аналогичный эффект дают отклоняемые вниз носки крыла (рис. 9.20,гг).
182
Обычно предкрылки применяются совместно со щитками пли закрылками (рис. 9.21). Правильно выбранная схема ме ханизации крыла и совместное отклонение закрылков и пред
крылков могут обеспечить значения су |
стреловидного кры |
ла (при у х 35°) в пределах 2,5=2,8. |
|
При этом достигается су = 1 ,8 н г |
ос = 2,2. |
Рис. 9.21. Размещение механизации на крыле самолета: 1 — внутренний закрылок; 2 — интерцепторы; 3 — внешний закрылок; 4 — предкрылки.
В табл. 9.2 дано сравнение различных |
видов |
механиза |
||||
ции при ее размещении по всему |
размаху |
нестреловидного |
||||
крыла, имеющего удлинение |
Х= |
6, |
относительную толщину |
|||
с = 0,17, <хкрнт=17°, су шах = |
1,4, сх= |
0,14 (при |
cyJpax)- Относи |
|||
тельная хорда закрылков и щитков составляет |
6 = |
0,3, пред |
крылков 6 = 0,05; 3 — угол отклонения щитка или закрылка.
183
|
|
|
|
Т а б л и ц а |
9.2 |
|
Вид |
механизации |
о |
Г1Крит |
^ у шах (при |
с |
) |
|
|
|
|
* |
с у max' |
|
Простом |
щиток |
50 |
14 |
0,87 |
0,05 |
|
Выдвижном щиток |
60 |
13 |
1,10 |
0,06 |
|
|
Закрылки: |
|
|
|
|
|
|
простои |
<1;. |
I 2 |
0,66 |
0,02 |
|
|
щелевой |
*15 |
18 |
0,70 |
0,01 |
|
|
выдвижной одпоIцелесои |
40 |
13 |
1,54 |
0,01 |
|
|
выдв11ж !1оIi д пу .\иieлевой |
60 |
12 |
1,70 |
0,035 |
|
|
Предкрылок |
— |
28 |
0,4 |
0,02 |
|
|
В ыдвиж нои д ву хт е левой |
|
|
|
|
|
|
закрылок и предкрылок |
50 |
24 |
1,95 |
0,045 |
|
3. Увеличение ускорения при разбеге
Увеличение / х ср раз6. — среднего значения ускорения само
лета при разбеге, как следует из выражений (9.1) и (9.3), ие влияет на скорость отрыва, но приводит к уменьшению време ни и длины разбега.
Наиболее распространенным средством увеличения уско рения является повышение тяговооруженпости самолета
р=-рг- при разоеге. С этой целью используется взлетный ре-
жим работы двигателей, применяются форсажные камеры с дополнительным впрыском топлива за турбиной двигателя и специальные так называемые бустерные двигатели, работаю щие при взлете. Могут применяться также ракетные ускори тели, крепящиеся к фюзеляжу или крылу и сбрасываемые после взлета самолета. Время действия стартовых ускорите лей, работающих на твердом топливе, не превышает 15—20 сек. С их помощью можно получить очень короткие дистанции взлета. Увеличение ускорения при взлете может быть достиг нуто и с помощью аэродромных стартовых ускорителей — различного вида катапультных устройств, но вследствие гро моздкости и сложности, особенно для самолетов большого веса, такие устройства не находят применения в гражданской авиации.
184
Уменьшение лобового сопротивления самолета также бла гоприятно влияет на длину разбега, что учитывается при ис пользовании механизации крыла (угол отклонения щитков и закрылков на взлете меньше, чел; при посадке). С этой же целью на большинстве современных самолетов отсеки шасси закрываются створками как при убранном, так и при выпу щенном шасси.
4. Торможение самолета
Средства, повышающие аэродинамическое сопротивление самолета, применяются для увеличения крутизны траектории планирования и для сокращения пробега.
Аэродинамические тормоза. Угол планирования опреде
ляется |
величиной аэродинамического |
качества самолета |
g 0 M = |
—. Возможность изменения угла |
0 ПЛ в широком диа |
пазоне. при относительно мало изменяющейся скорости поле та, повышает безопасность полета (позволяет легко исправ лять ошибки в расчетах па посадку) и обеспечивает возмож ность посадки на аэродромах с плохими подходами. Для уменьшения качества используются аэродинамические тормо за, выполняемые в виде щитков, расположенных под крылом пли па фюзеляже. Одно из требований, предъявляемых к аэро динамическим тормозам, возможно меньшее изменение подъ емной силы н продольных моментов при их использовании, чтобы упростить пилотирование самолета вблизи земли перед приземлением.
Этому требованию полностью отвечают тормозные щитки на хвостовой части фюзеляжа (рис. 9.22). Тормозные щитки используются также и для торможения самолета при пробеге.
Специально для сокращения длины пробега применяются тормозные парашюты и интерцепторы.
Тормозные парашюты устанавливаются в хвостовой части фюзеляжа и выпускаются после приземления. Их использо вание особенно целесообразно при посадке па увлажненную или обледеневшую ВПП, когда эффективность торможении колес резко падает.
На тяжелых самолетах, из-за усложнения эксплуатации, применяются парашюты большого размера и веса, тормозные парашютные системы, состоящие из двух, трех п более купо лов.
переводом лопастей па отрицательные углы атаки, обеспечи вается реверсирование тяги турбовинтовых двигателей. Ре верс тяги турбореактивных двигателей осуществляется пово ротом на угол больше 903 газовой струп. Пример схемы ревер са тяги показан на рис. 9.23. Практически удается получить величину обратной тяги не более 35—40% от величины прямой тяги двигателя. Применение реверса тяги обеспечивает эффек тивное торможение самолета независимо от состояния ВПП.
Рис. 9.23. Схеми устр<'мстим для реверси тн;и реактивного двигателя.
s 5. ЛУГИ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТРЕБОВАНИИ
КПРОЧНОСТИ И РЕСУРСУ АВИАКОНСТРУКЦИЙ
1.Связь прочности и долговечности конструкции
сэкономичностью самолета
Одним из важнейших пунктов ЭТТ являются требования к прочности и ресурсу авиаконструкцнй. Выполнение их способ ствует обеспечению требований безопасности п экономичности.
Прочность (статическая и усталостная) должна быть обес печена для заданных условий эксплуатации, которые опреде ляются:
а) характером и величиной действующих нагрузок; б) температурными условиями работы конструкции; в) атмосферными условиями; г) интенсивностью эксплуатации.
187