Классификация самолетов. Нагрузки, действующие на ла в полете
 Скачать 1.05 Mb.
|
|
Классификация самолетов. Нагрузки, действующие на ЛА в полете. Основные агрегаты планера самолета и их назначение Назначение крыла самолета и требования предъявляемые к нему. Геометрические характеристики крыла. Конструктивно- силовые схемы крыльев. Основные элементы крыла. Особенности силовой работы стреловидного крыла. Стреловидное крыло с внутренним подкосом. Стыковые соединения крыла с фюзеляжем. Назначение фюзеляжа и предъявляемые к нему требования. Внешние формы фюзеляжа и его геометрические параметры. Нагрузки, действующие на фюзеляж. Конструктивно-силовые схемы фюзеляжей. Основные конструктивные элементы балочных фюзеляжей, их назначение. Ферменный фюзеляж Лонжеронный фюзеляж Стрингерный фюзеляж Схемы шасси. Назначение и требования, предъявляемые к шасси самолета. Конструктивно- кинематические схемы шасси. Нагрузки, действующие на шасси самолета. Амортизаторы шасси, их назначение и устройство. Назначение оперения и предъявляемые к нему требования. Нагрузки, действующие на хвостовое оперение. Конструктивно-силовые схемы оперения. Конструкции рулей. Цельно-поворотное горизонтальное оперение. Аэродинамическая компенсация рулей и элеронов. Весовая балансировка рулей и элеронов. Явления аэроупругости. Флаттер крыла, способы борьбы с ним. Классификация самолетов. По назначению. По назначению различают гражданские и военные самолёты. К гражданским самолётам относятся: • транспортные (пассажирские, грузопассажирские, грузовые), • спортивные, рекордные (для установления рекордов скорости, скороподъёмности, высоты, дальности полёта и т.п.), • туристические, • сельскохозяйственные, • специального назначения (например, для спасательных работ, телеуправляемые), • экспериментальные.  Военные самолёты предназначены для поражения воздушных, наземных (морских) целей или для выполнения других боевых задач. Они подразделяются на: • истребители – для ведения воздушного боя, • бомбардировщики – для разрушения объектов в тылу противника и для бомбардировки войск и укреплений, • разведчики, • транспортные, • самолёты связи, •санитарные. По конструкции. В основу классификации самолётов по конструкции положены внешние признаки: • число и расположение крыльев, • форма и расположение оперения, • расположение двигателей, • тип шасси, • тип фюзеляжа. Схематично классификация самолётов по конструкции показана на рис. 7.  В зависимости от числа крыльев различают: • монопланы – самолёты с одним крылом, • бипланы – самолёты с двумя крыльями, находящимися одно над другим • полуторапланы – бипланы, у которых одно из крыльев короче другого. Бипланы манёвреннее монопланов, но имеют большее лобовое сопротивление, что снижает скорость полёта самолёта. Поэтому большинство современных самолётов выполняется по схеме моноплана. В зависимости от расположения крыла относительно фюзеляжа монопланы делятся на: • низкопланы, • среднепланы, • высокопланы. По расположению оперения различают: • самолёты классической схемы (оперение размещается позади крыла) • самолёты типа «утка» (горизонтальное оперение располагается впереди крыла) • самолёты типа «бесхвостка» (оперение размещается на крыле) Классическая схема самолётов может быть: • с однокилевым оперением, • с разнесённым вертикальным (многокилевым) оперением, • с V-образным оперением. В зависимости от типа шасси самолёты подразделяют на: • сухопутные, • гидросамолёты, • амфибии (гидросамолёты, оборудованные колёсными шасси). По типу двигателей различают самолёты: • винтомоторные, • турбовинтовые, • турбореактивные. В зависимости от скорости полёта различают самолёты: • дозвуковые (скорость самолёта соответствует числу Маха М < 1), • сверхзвуковые (1 ≤ М < 5), • и гиперзвуковые (М ≥ 5), Число Маха М = V/a, где V – скорость набегающего потока (или скорость тела в потоке); а – скорость звука в данном потоке. 2. Нагрузки, действующие н ЛА в полете. Силы действующие на летательный аппарат делятся на два типа - поверхностные: аэродинамические нагрузки, тяга двигателей, нагрузки от органов управления, различные силы реакции (подвески, опоры шасси и так далее). - массовые: это сила тяжести и силы инерции действующие по всему объему аппарата  В горизонтальном прямолинейном полете на самолет действуют тяга двигателя P, подъемная сила Y, лобовое сопротивление X и вес летательного аппарата G.Основные агрегаты планера самолета и их назначение Корпус самолета – планер. крыло –спец. аэродинамическая поверхность, предназначенная для создания подъемной силы оперение –аэродинамическая поверхность типа “крыло” обеспечивающая устойчивость и управляемость полета. Горизонтальное оперение- стабилизаторы. Вертикальное- киль. Киль обеспечивает путевую устойчивость (способность ликвидировать скольжение). К задней кромке киля на шарнирах обычно крепится руль направления.  Фюзеля́ж — корпус летательного аппарата. Связывает между собой крылья, оперение и (иногда) шасси. Фюзеляж самолёта предназначен для размещения экипажа, оборудования и целевой нагрузки. В фюзеляже может размещаться топливо, шасси, двигатели. Шасси – для стоянки самолета и маневрирования при движении по земле. Силовая установка – топливная система и двигатель. Назначения крыла самолета и требования, предъявляемые к нему. Крыло — специализированная аэродинамическая поверхность, предназначенная для создания подъемной силы. Крыло принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и управляемости самолета и может быть использовано для крепления шасси, двигателей и размещения топлива и т. п Требования: Аэродинамические требования. Внешние формы и геометрические размеры крыла должны обеспечить получение летных свойств, соответствующих назначению самолета. При этом необходимо учитывать взаимодействие крыла с другими частями самолета. Рассмотрим основные аэродинамические требования. 1. Малое сопротивление крыла, характеризуемое, достигается подбором профилей крыла с малым Сха; выбором рациональной формы крыла в плане, ограничением площади крыла S и улучшением состояния внешней поверхности крыла 2. Высокое значение Mкрит для околозвуковых самолетов 3. Достаточно большое значение произведения Cyаmax S, характеризующего способность крыла создавать необходимую подъемную силу для полета на малых скоростях 4. Высокое максимальное качество самолета Кмах = (Cyа/Cха)мах, необходимое для увеличения дальности и потолка полета 5. Обеспечение устойчивости и управляемости на всех допустимых для самолета летных режимах. Компоновочные требования определяются возможностью размещения на крыле грузов и агрегатов, а также средств механизации. При этом допустимо лишь незначительное увеличение сопротивления крыла надстройками или ухудшение состояния его поверхности из-за наличия створок. Требования к прочности и жесткости крыла. Крыло должно обладать при возможно меньшей массе конструкции достаточными прочностью, живучестью и жесткостью. Эксплуатационные требования. При создании крыла необходимо обеспечивать выполнение всех общих требований к эксплуатационной технологичности конструкции. Технологические требования определяют производственную и ремонтную технологичность конструкции крыла. Необходимо обеспечить малую трудоемкость и простоту их изготовления и ремонта, точное выполнение внешних очертаний крыла, возможность применения сравнительно недорогих материалов и полуфабрикатов. Геометрические характеристики крыла. Геометрические характеристики крыла сводятся в основном к характеристикам формы крыла в плане и к характеристикам профиля крыла. Крылья современных самолетов по форме в плане могут быть: эллипсовидные (а), прямоугольные (б), трапециевидные (в), стреловидные (г) и треугольные (д)  Геометрические характеристики крыла Форма крыла в плане характеризуется размахом, площадью удлинением, сужением, стреловидностью (Рис. 9) и поперечным V (Рис. 8) Размахом крыла L называется расстояние между концами крыла по прямой линии. Площадь крыла в плане Sкр ограничена контурами крыла. Площадь трапециевидного и стреловидного крыльев вычисляет как площади двух трапеций  (2.1)где b0 - корневая хорда, м; bк- концевая хорда, м;  - средняя хорда крыла, м.Удлинением крыла называется отношение размаха крыла к средней хорде  (2.2)Если вместо bср подставить его значение из равенства (2.1), то удлинение крыла будет определяться по формуле  (2.3)Для современных сверхзвуковых и околозвуковых самолетов удлинение крыла не превышает 2- 5. Для самолетов малых скоростей величина удлинения может достигать 12-15, а для планеров до 25. Сужением крыла называется отношение осевой хорды к концевой хорде  (2.4)Для дозвуковых самолетов сужение крыла обычно не превышает 3, а для околозвуковых и сверхзвуковых оно может изменяться в широких пределах. Углом стреловидностиназывается угол между линией передней кромки крыла и поперечной осью самолета. Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на расстоянии 1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла. Для околозвуковых самолетов она достигает 45°, а для сверхзвуковых - до 60°. Углом поперечного V крыла называется угол между поперечной осью самолета и нижней поверхностью крыла (Рис. 8). У современных самолетов угол поперечного V колеблется от +5° до -15°.   Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. Профили могут быть: симметричными и несимметричными. Несимметричные в свою очередь могут быть двояковыпуклыми, плосковыпуклыми, вогнуто-выпуклыми и.S-образными. Чечевицеобразные и клиновидные могут применяться для сверхзвуковых самолетов.    Геометрические характеристики профиля: b - хорда профиля; Смакс - наибольшая толщина; fмакс - стрела кривизны; хс- координата наибольшей толщины 6. Конструктивно-силовые схемы крыльев. Основные элементы крыла. Лонжерон- продольная балка, полки которой работают на растяжение-сжатие, стенки-на сдвиг от поперечной силы и крутящего момента. (одно, двух и многолонжеронные) Стрингеры- продольные элементы крыла, связанные с обшивкой, воспринимают осевые усилия растяжения и сжатия от изгиба. Нервюры- Воспринимают аэродинамическую нагрузку с обшивки и стрингеров. Обшивка-работающая и нет.  Лонжеронное- лонжероны воспринимают основную нагрузку (обычно 4 шт). Обшивка воспринимает крутящий момент. Моноблочное- изгибающий момент воспринимается стрингерами и обшивкой (лонжероны либо отсутствуют, либо имеют малое значение). Кессонное- нагрузку воспринимает средняя часть крыла (малый вес, живучесть, прочность). Особенности силовой работы стреловидного крыла Стреловидность крыла используется для уменьшения волнового сопротивления на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.  Особенности силовой работы стреловидных крыльев при передаче нагрузок связаны с конструкцией их корневых частей, непосредственно прилегающих к фюзеляжу (участки 1-2-3). За пределами этих участков, в направлении к концам крыла, конструкция и силовая работа стреловидных крыльев практически не отличается от крыльев прямых. Особенность силовой работы корневой части стреловидного крыла выражается в следующем: при переломе осей продольных элементов у борта фюзеляжа необходимо устанавливать силовую нервюру-балку 1-2 (схема а,б,ж); для передачи крутящего момента необходима постановка силовой нервюры 2-4 (схема г); в корневой части крыла происходит перераспределение усилий из-за большой податливости переднего лонжерона и участка силовой панели в зоне этого лонжерона, в результате чего передний лонжерон и панель в его зоне разгружаются, а задний лонжерон и прилегающий участок силовой панели - догружаются (схема г); при переломе осей продольных элементов в плоскости симметрии самолета необходимо устанавливать силовую нервюру-стенку для восприятия сдвиговых потоков в этой плоскости от неуравновешенной составляющей изгибающих моментов левой и правой частей крыла; в схеме с внутренней подкосной балкой отпадает необходимость в бортовой усиленной нервюре 1-2 , а в точке 1 можно использовать шарнирный стыковой узел, что обеспечивает разгрузку лонжерона на участке 1-3 (схема в). 8. Стреловидное крыло с внутренним подкосом.  Стыковые соединения крыла с фюзеляжем. Соединения, с помощью которых осуществляется крепление отъемных частей крыла к центроплану или к борту фюзеляжа или одной части крыла к другой, называются стыковыми. Стыковое соединение – соединение разъемное, поэтому его конструкция должна обеспечивать простоту монтажа и демонтажа крыла. В крыльях с заделкой по лонжеронам стыковое соединение осуществляется с помощью узлов, монтирующихся на лонжеронах. Вспомогательный лонжерон имеет шарнирный стыковой узел, соединительным элементом которого является стыковой болт. Узел состоит, как правило, из вилки и ушка (рис.12). Зазор между вилкой и ушком, между соединительным болтом и отверстием в узле должен быть по возможности меньшим.   При отсутствии зазоров болт будет работать на срез. При наличии зазоров болт будет работать и на изгиб, что потребует увеличения его диаметра. Конструкция крепления такого узла на лонжероне различная и зависит от действующих на узел нагрузок, конструкции лонжерона, монтажных условий и т.п. Основной лонжерон, передающий изгибающий момент, имеет жесткий стыковой узел, элементы которого закреплены на верхнем и нижнем поясах. В жестком узле стыковые болты могут располагаться как вертикально, так и горизонтально. При горизонтальном расположении болта его ось может быть параллельной плоскости стыковой нервюры или перпендикулярной к ней. При конструировании жесткого узла для уменьшения его массы необходимо стремиться к выполнению следующих двух условий: 1) для уменьшения усилий на стыковые болты расстояние между верхним и нижним болтом должно быть по возможности большим; 2) центр масс сечения пояса лонжерона должен совпадать с точкой приложения передаваемой силы на стыковом болте. Если это условие выполняться не будет, пояс лонжерона и сам узел будут загружаться местными изгибающими моментами, что приведет к увеличению массы. Желательно, чтобы стыковые узлы вписывались в габаритные размеры крыла. 10. Назначение фюзеляжа и предъявляемые к нему требования. Соединение агрегатов планера воедино и хранение топлива, груза и т п. Требования: Аэродинамические: совершенство форм, отсутствие улов, минимальное увеличение лобового сопротивления. Конструктивно- прочность, живучесть, жесткость, минимальный вес конструкции. Эксплуатационные- максимальное использование внешних объёмов, доступность осмотра, легкость ремонта. Производственно-экономические- простота изготовление и минимальная цена. Тактические- удобство размещения экипажа, хороший обзор и обстрел (для военных самолетов). Внешние формы фюзеляжа и его геометрические параметры. Наивыгоднейшей формой фюзеляжа является осесимметричное тело вращения с плавным сужением в носовой и хвостовой частях. Такая форма обеспечивает минимальную при заданных габаритах площадь поверхности, а значит и минимальную массу обшивки, и минимальное сопротивление трения фюзеляжа. Всегда имеет плоскость симметрии. Поперечное сечение фюзеляжа обычно определяется условиями компоновки грузов, двигателей, пассажирских салонов. Возможные формы сечений показаны на рисунке:  Внешние формы фюзеляжа характеризуются следующими геометрическими параметрами: lф - длина фюзеляжа, dф - диаметр фюзеляжа, Sм - площадь миделевого (наибольшего) сечения фюзеляжа,    12. Нагрузки, действующие на фюзеляж Аэродинамические- от воздушного потока, воздействующие непосредственно на фюзеляж. Массовые-от агрегатов планера. Нагрузки от веса экипажа, агрегатов, грузов, оборудования, баков с топливом. Распределённая нагрузка от собственного веса конструкции. Милы избыточного давления в гермо-кабинах, воздушных клапанах двигателей и отсека фюзеляжа, включённого в его силовую схему.  Конструктивно-силовые схемы фюзеляжей. (15,17) Фюзеляж, так же как и крыло, состоит из продольного и поперечного наборов каркаса и обшивки. Лонжероны, стрингеры и шпангоуты поддерживают обшивку и воспринимают сосредоточенные нагрузки. Участие силового набора в работе планера различно и определяется конструктивно-силовой схемой фюзеляжа. В ферменных фюзеляжах все нагрузки воспринимает пространственная ферма, составленная из трех или четырех плоских ферм. Основными элементами такой конструкции являются лонжероны, стойки, раскосы и расчалки. В балочных фюзеляжах обшивка работающая, воспринимает крутящий и совместно с каркасом изгибающий моменты, действующие на конструкцию. В фюзеляже смешанной конструкции силовой набор образован с помощью комбинации предыдущих схем. В зависимости от степени участия обшивки в силовой работе фюзеляжа балочные конструкции делятся на следующие типы. Лонжеронные – конструкция состоит из мощных лонжеронов, набора стрингеров, шпангоутов и обшивки. Толщина обшивки незначительна она воспринимает местную аэродинамическую нагрузку, перерезывающую силу и крутящий момент. Такого типа фюзеляжи имеют самолеты с поперечным сечением фюзеляжа прямоугольного типа или близкого к нему. Стрингерные- (полумонокок) – нагрузка воспринимается обшивкой, подкрепленной большим количеством стрингеров. Иногда в набор на отдельных участках входят лонжероны. Лонжеронно-стрингерные- фюзеляжи смешанной конструкции. В местах где необходимо делать большие вырезы (фонарь, кабины пилотов, ниша стойки шасси, люки отсеков оборудования), используется лонжеронная схема, переходящая затем в стрингерную за счет добавления стрингеров и уменьшения сечения лонжеронов. Обшивочный- или моноболчный (монокок)- сочетание бесстрингерной толстой обшивки и шпангоутов. Все нагрузки воспринимает обшивка (трехслойная или монолитные панели). Лонжероны и стрингеры, применяются для местного усиления. Шпангоут- (рама) – подразделяется на нормальный – придающий форму фюзеляжу и служащий опорой для обшивки и стрингеров, и усиленные- воспринимающие, кроме того, местные нагрузки агрегатов, крепящихся к фюзеляжу. 14. Основные конструктивные элементы в балочных фюзеляжах и их назначение. Балочные фюзеляжи состоят из тонкостенной работающей замкнутой оболочки и подкрепляющего ее каркаса. Различают балочно-лонжеронные, балочно-стрингерные и балочно-обшивочные фюзеляжи.> В таких балочных фюзеляжах материал их конструкции распределен достаточно равномерно по периметру сечений (максимально разнесен относительно нейтральной оси) и используется поэтому наиболее целесообразно при восприятии различных нагрузок. Обшивка в фюзеляже выполняет те же функции, что и в крыле. Она придает форму фюзеляжу, защищает экипаж, пассажиров, оборудование и грузы от набегающего потока воздуха. Обшивка работает совместно с подкрепляющими её стрингерами на растяжение - сжатие (на нормальные напряжения) от действия изгибающих моментов и на сдвиг (на касательные напряжения) от действия поперечных сил и крутящего момента. Особенности в работе обшивки в фюзеляже обусловлены тем, что герметизированные его отсеки (кабины) нагружаются значительным избыточным давлением Д. Стрингеры и лонжероны (усиленные стрингеры) изготавливаются из прессованных или гнутых профилей (см. рис. 2.38). Наиболее часто применяются стрингеры уголкового, Z-образного и Т-образного профилей. На участках больших вырезов устанавливают усиленные стрингеры, воспринимающие большие осевые силы от изгиба фюзеляжа. Крепят стрингеры к обшивке и шпангоутам. Шпангоуты в фюзеляже выполняют те же функции, что и нервюры в крыле. По назначению шпангоуты разделяются на нормальные (служат для придания формы фюзеляжу и подкрепления обшивки и стрингеров) и усиленные (для восприятия поперечных сосредоточенных сил от крыла, оперения, шасси, двигателей и грузов и передачи их на обшивку). 16. Лонжеронный фюзеляж. Балочно-лонжеронный фюзеляж. В таком фюзеляже основными силовыми элементами являются мощные лонжероны, воспринимающие изгибающие моменты. Обшивка тонкая, подкрепленная стрингерами и шпангоутами, чтобы не теряла устойчивость при работе на сжатие от Мz и Мy и на сдвиг от поперечных сил Qв и Qг и крутящего момента Мк. Лонжероны в таком фюзеляже отличаются от лонжеронов крыла тем, что не имеют стенки и представляют собой те же стрингеры, только значительно большего поперечного сечения, выполненные прессованием или прокаткой. Чаще они Т-образного сечения и работают только на осевые силы. Поэтому такие силовые элементы называют еще и усиленными стрингерами. 18. Схемы шасси Т  рехопорная с хвостовой опорой (основная нагрузка на две главные стойки, расположенные впереди центра тяжести) (звездочка-центр тяжести)Трехопорная с передним расположение третьей опоры (основная нагрузка-главные стойки) Велосипедная (осн. нагр.-две фюзеляжные стойки, две подкрыльные-пожжержка при стоянии) Многоопорная (осн.нагр. – главные стойки>2). Используется на тяжелых самолетах. Назначение и требования, предъявляемые к шасси самолета. Шасси летательного аппарата — система опор летательного аппарата, обеспечивающая его стоянку, передвижение по аэродрому или воде при взлёте, посадке и рулении. Обычно представляет собой несколько стоек, оборудованных колёсами, иногда используются лыжи или поплавки. В некоторых случаях используются гусеницы или поплавки, совмещенные с колесами. Шасси должно отвечать следующим основным требованиям: устойчивость и управляемость при движении по земле; требуемая проходимость - движение без существенного повреждения взлетно-посадочной полосы (ВПП); разворот на 1800 на ВПП; исключение опрокидывания самолета и касания земли любыми другими агрегатами самолета, кроме шасси; поглощение кинетической энергии ударов при посадке и движении по неровной поверхности аэродрома с целью уменьшения перегрузок и рассеивание возможно большей части этой энергии для быстрого гашения колебаний; минимальное сопротивление движению на разбеге и требуемая эффективность тормозов на пробеге; малое время уборки и выпуска; обеспечение аварийного выпуска шасси; надежное запирание шасси в убранном и выпущенном положении и наличие средств сигнализации при уборке и выпуске; отсутствие автоколебаний колес и стоек шасси. Кроме этих специфических требований шасси должно отвечать и общим требованиям, предъявляемым ко всем агрегатам самолета: минимум массы конструкции при заданной прочности, жесткости и долговечности, минимум аэродинамического сопротивления как в выпущенном, так и в убранном положении, высокая технологичность конструкции, хорошие эксплуатационные качества. 20. Конструктивно-кинематические схемы шасси Надеюсь, это говно не попадется)    Нагрузки, действующие на шасси самолета. Шасси предназначено для обеспечения руления самолета по земле, разбега перед взлетом, пробега после посадки, смягчения ударов, возникающих при посадке самолета и вертолета, а также при движении по аэродрому. На стоянке шасси закрепляют к специальным узлам на поверхности аэродрома — швартуют самолет или вертолет. Шасси вертолета имеет более ограниченные функции, чем у самолета, ибо нет разбега и пробега при взлете и посадке. Если самолет приземлился на три точки равномерно, то на стойки шасси будут действовать вертикальные силы R1 и R2. Однако при приземлении и рулении невозможно избежать боковых нагрузок, и тогда на каждую стойку будут действовать попарно силы R3 и R5, R6 и R6. Здесь важно учитывать, что силы эти действуют динамически, т. е. возникают за очень короткий промежуток времени, происходит удар. Известно, что любые материалы сопротивляются динамическим нагрузкам значительно хуже, чем статическим. При динамическом нагружении материалы разрушаются значительно раньше, чем при статическом. Эта особенность определяет конструкцию шасси, которая должна обеспечить гашение удара при посадке, рулении и разбеге, устойчивость при движении по аэродрому и стоянке на земле. Силы, действующие на шасси, непрерывно изменяются при посадке и движении за счет неровностей поверхности аэродрома, переменной скорости перемещения самолета, периодических торможений, изменения траектории движения (развороты, остановки, страгивания с места). При конструировании убирающегося шасси скоростных самолетов учитывают нагрузки, действующие при уборке и выпуске на все его звенья. Неубирающееся шасси испытывает аэродинамические нагрузки, главным образом лобовое сопротивление, действующее в полете. 22. Амортизаторы шасси, назначение и устройство. Потребный ход амортизации обеспечивают упругие элементы шасси - амортизаторы и пневматики колес, в энергию деформации которых и превращается кинетическая энергия самолета, и вертикальные колебания его затухают. Работа амортизационной стойки основана на поглощении энергии удара рабочим телом. В качестве него могут применяться газы, жидкости, стальные пружины.  Рис. 5.5. Устройство и работа жидкостно-газового амортизатора: а – прямой ход; б – обратный ход; 1 – цилиндр; 2 – жидкость; 3 – шток с поршнем; 4 – букса; 5 – уплотнение; 6 – плунжер; 7 – зарядный штуцер. В настоящее время на большинстве самолетов применяются жидкостно-газовые амортизаторы (см. pис. 5.5.), в которых жидкость и трущиеся детали рассеивают энергию удара, а газ служит упругим элементом. Принцип работы амортизатора заключается в следующем. Удар при посадке или наезде на препятствие передаётся штоку амортизатора, который, вдвигаясь в цилиндр (прямой ход), сжимает газ, поглощающий часть посадочной энергии. Кроме того, учитывая, что плунжер входит в полость штока, рабочая жидкость через калиброванные отверстия в плунжере (или через зазоры между штоком и плунжером) перетекает из нижней полости в верхнюю. На проталкивание жидкости через малые отверстия расходуется энергия. Жидкость при этом нагревается. Тепло отводится через стенки амортизатора в атмосферу. Сжатая амортизационная стойка разжимается после отрыва самолёта (обратный ход) за счет расширения газа, сжатого при прямом ходе. Рабочая жидкость при этом перетекает в нижнюю полость. Для увеличения энергоёмкости и уменьшения жесткости используют двухкамерные амортизаторы. Назначение оперения и предъявляемые к нему требования Оперение — это несущие поверхности, являющиеся органами устойчивости и управляемости самолета. Для обеспечения продольной и путевой устойчивости, балансировки и управления самолётом относительно осей ОХ, ОУ и ОZ на самолёте имеется горизонтальное (ГО), вертикальное (ВО) оперение и элероны Горизонтальное оперение (ГО) предназначено для обеспечения продольной, а вертикальное оперение (ВО) — путевой устойчивости и управляемости самолета. Эти задачи решаются образованием на оперении переменных по величине и направлению аэродинамических сил, необходимых для обеспечения заданных режимов полета. Требования, предъявляемые к оперению: минимальное лобовое сопротивление; обеспечение устойчивости, управляемости и балансировки на всех режимах полёта; малые шарнирные моменты рулей; отсутствие вибраций типа флаттер и бафтинг, a также вибраций, вызываемых винтомоторной установкой и от других устройств; минимальная интерференция горизонтального оперения и всего хвостового оперения с фюзеляжем и крылом; переход самолёта на планирование при выключении двигателей; минимальный вес оперения и узлов крепления при достаточной проч¬ности и жесткости; минимальные крутящий Мкр и изгибающий Мизг моменты на хвосто¬вой части фюзеляжа от сил, прикладываемых к ГО и ВО; минимальная конструктивная интерференция ГО и ВО между собой и фюзеляжем (минимальное ослабление конструкции планера в месте соединения этих агрегатов); минимальные противофлаттерные грузы для стабилизаторов и рулей; минимальное затенение обзора задней полусферы; максимальная живучесть. 24. Нагрузки, действующие на хвостовое оперение На органы оперения в полете действуют распределенные аэродинамические силы, величина и закон распределения которых задаются нормами прочности или определяются продувками. Массовыми инерционными силами оперения ввиду их малости обычно пренебрегают. Рассматривая работу элементов оперения при восприятии внешних нагрузок, по аналогии с крылом следует различать общую силовую работу агрегатов оперения как балок, в сечениях которых действуют перерезывающие силы, изгибающие и крутящие моменты, и работу местную от воздушной нагрузки, приходящейся на каждый участок обшивки с подкрепляющими ее элементами. Конструктивно-силовые схемы оперения. Стабилизатор и киль лонжеронной схемы, каждый имеет по два лонжерона. На задних лонжеронах расположено по два узла навески рулей. Стрингеры полностью отсутствуют, что компенсировано более частым расположением нервюр. И стабилизатор, и киль имеют разъемы у борта фюзеляжа. Консольные части этих поверхностей крепятся к фюзеляжу четырьмя болтами каждая.  26. Конструкции рулей ???? Цельно-поворотное горизонтальное оперение. Цельно-поворотное горизонтальное оперение или управляемый стабилизатор — полностью отклоняемая поверхность горизонтального оперения летательного аппарата. Данное решение применяется на сверхзвуковых летательных аппаратах и вызвано резким снижением эффективности рулей высоты на сверхзвуковых скоростях полёта. Половины стабилизатора управляются посредством силовых бустеров (гидроусилителей). При синхронном отклонении половин стабилизатор работает в режиме руля высоты. Также часто реализуется возможность отклонения половин стабилизатора дифференциально (это называется в режиме "вилка" или "ножницы"), тогда стабилизатор работает в управлении креном. Ось вращения управляемого стабилизатора может быть перпендикулярной к плоскости симметрии самолета или располагаться под углом к ней. Положение оси вращения выбирается так, чтобы усилия от шарнирного момента на до- и сверхзвуковых скоростях полета были минимальными. Крепление управляемого стабилизатора к фюзеляжу выполняется с помощью вала и двух подшипников. Возможны две схемы крепления: схема вала — вал жестко закреплен на управляемом стабилизаторе, а подшипники крепятся на фюзеляже, схема оси — ось закреплена неподвижно на фюзеляже, а подшипники установлены на управляемом стабилизаторе. 28. Аэродинамическая компенсация рулей и элеронов В полете при отклонении рулевых поверхностей возникают шарнирные моменты, которые уравновешиваются усилиями летчика на командных рычагах управления. Эти усилия зависят от размеров и угла отклонения руля, а также от скоростного напора. На современных самолетах усилия управления получаются слишком большими, поэтому приходится в конструкции рулей предусматривать специальные средства для уменьшения шарнирных моментов и уравновешивающих их усилий управления. С этой целью используется аэродинамическая компенсация рулей, суть которой заключается в том, что часть аэродинамических сил руля создают момент относительно оси вращения, противоположный основному шарнирному моменту. Наибольшее распространение получили следующие виды аэродинамической компенсации: - роговая; на конце руля часть его площади в виде «рога» располагается спереди от оси шарниров, что обеспечивает создание момента обратного знака по отношению к основному шарнирному; - осевая; часть площади руля по всему размаху располагается спереди от оси шарниров (ось шарниров смещается назад), что уменьшает шарнирный момент; - внутренняя; обычно используется на элеронах и представляет собой пластины, прикрепленные к носку элерона спереди, которые связаны гибкой перегородкой со стенками камеры внутри крыла. При отклонении элерона в камере создается разница давлений над и под пластинами, которая уменьшает шарнирный момент, - сервокомпенсация; в хвостовой части руля шарнирно подвешивается небольшая поверхность, которая тягой связывается с неподвижной точкой на крыле или оперении. Эта тяга обеспечивает автоматическое отклонение сервокомпенсатора в сторону, противоположную отклонению руля. Аэродинамические силы на сервокомпенсаторе уменьшают шарнирный момент руля. Углы отклонения и эффективность работы такого компенсатора пропорциональны углам отклонения руля, что не всегда оправдывает себя, т.к. усилия управления зависят не только от углов отклонения руля, но и от скоростного напора. Более совершенным является пружинный сервокомпенсатор, у которого за счет включения в кинематику управления пружины с предварительной затяжкой углы отклонения пропорциональны усилиям управления руля, что наилучшим образом отвечает назначению сервокомпенсатора - уменьшать эти усилия. Весовая балансировка рулей и элеронов. Весовая балансировка (весовая компенсация) рулей предназначена для предотвращения незатухающих упругих колебаний оперения и крыла, возникающих при полете на больших критических скоростях. Сущность весовой компенсации состоит в том, что центр тяжести руля совмещается при помощи дополнительных грузов, расположенных в передней части руля, с осью его вращения или сдвигается вперед относительно оси. В последнем случае весовая компенсация называется перебалансированной. Весовая компенсация осуществляется с помощью чугунных болванок и различных агрегатов, устанавливаемых в носке руля. Возможна также установка компенсирующего груза на специальных кронштейнах, прикрепленных к рулю. Эти противовесы стремятся разместить внутри неподвижных частей оперения или внутри фюзеляжа. 30. Явление аэроупругости Конструкция самолета является упругой, поэтому под нагрузкой она деформируется. В потоке воздуха это приводит к изменению аэродинамической нагрузки, что в свою очередь вызывает дополнительные деформации конструкции. Большие деформации влияют на величину и распределение аэродинамической нагрузки, на устойчивость и управляемость самолета, могут приводить к потере статической устойчивости конструкции. В процессе деформации конструкции возможно возникновение инерционных сил, которые совместно с аэродинамическими и упругими силами обусловливают колебания конструкции и могут стать причиной ее динамической неустойчивости. Изучение взаимодействия аэродинамических, упругих и инерционных сил и влияния этого взаимодействия на конструкцию самолета составляет содержание теории аэроупругости. Аэроупругие явления принято делить на статические и динамические. При статических явлениях силы зависят лишь от самих деформаций и не зависят от их изменения во времени. Сюда относятся местные деформации обшивки, деформации крыла, оперения, фюзеляжа и влияние их на перераспределение нагрузки, реверс рулей и элеронов, "всплывание" элеронов, перекручивание (дивергенция) крыла, оперения, пилона и т.п. Перечисленные явления обусловливаются взаимодействием аэродинамических и упругих сил. При динамических явлениях силы зависят не только от деформаций, но и от изменения их во времени. Динамические аэроупругие явления - флаттер, бафтинг, трансзвуковые колебания рулей и пр. - обусловлены взаимодействием аэродинамических, упругих и инерционных сил. Вследствие деформаций крыла, оперения и фюзеляжа изменяются аэродинамические нагрузки, действующие на самолет, и характер их распределения. Это вызывает перемещение положения фокуса самолета, т.е. точки приложения приращения аэродинамических сил при изменении угла атаки. Поэтому меняются и характеристики устойчивости и управляемости самолета. Так, например, вследствие изгиба фюзеляжа изменяется приращение подъемной силы на оперении, закрепленном на жестком фюзеляже, поэтому фокус переместится вперед. А так как запас статической устойчивости определяется разностью между положениями фокуса и центра тяжести, то этот запас уменьшится. При малом начальном запасе устойчивости в результате упругих деформаций фюзеляжа, крыла и оперения самолет может оказаться даже неустойчивым. Флаттер крыла, способы борьбы с ним. Явление флаттера состоит в том, что, начиная с некоторых достаточно больших скоростей полета, всякие колебания крыла (возникающие от любой случайной причины, например от внезапного толчка) поддерживаются и усиливаются аэродинамическими силами, что влечет обычно поломку самолета. Каждому самолету соответствует определенная граница скоростей, выше которой развивается флаттер; при скоростях, меньших этой границы, аэродинамические силы служат источником не увеличения колебаний, а источником их глушения (демпфирования). Эта граница называется критической скоростью флаттера. Нужно сказать, что колебания, возникающие при скоростях, больших критической скорости, развиваются настолько бурно, что от начала вибраций до поломки конструкции успевает пройти едва несколько секунд. В связи с этим необходимы такие конструктивные меры, которые заранее гарантировали бы невозможность флаттера во всем эксплоатационном диапазоне скоростей. Какими должны быть эти меры, можно установить лишь после детального анализа физической сущности явления флаттера. Весовая балансировка элерона является радикальным средством борьбы с флаттером и; в настоящее время обеспечивается на подавляющем большинстве самолетов. Для балансировки в носок элерона помещают специальные грузы, смещающие центр тяжести элерона вперед. Эти балансирующие грузы наиболее эффективны при расположении их ближе к концу крыла, где размахи колебаний наибольшие. Наличие стопроцентной весовой балансировки полностью устраняет возможность появления флаттера на любых скоростях полета. Иногда ограничиваются частичной балансировкой, делающей флаттер возможным, но на столь больших скоростях, которые превосходят скорость полета. Креме описанного вида флаттера (называемого изгибно-электронным), возможен также изгибно-крутильный флаттер, выражающийся в незатухающих колебаниях изгиба и кручения крыла (даже при неподвижном элероне). Основными мерами борьбы с этой формой флаттера являются увеличение жесткости крыла на кручение и возможно: большее смещение центра тяжести крыла вперед. |