основы авиации. Основы авиации. ВС и его системы для пилотов РРL. Уральский утц га воздушное судно и его системы (Учебный материал по программе подготовки пилотов (ррl(A))
 Скачать 3.63 Mb.
|
|
ТЕМА 3 ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ 3.1 Формы оперения Формы поверхностей оперения определяются теми же параметрами, что и формы крыла - удлинением, сужением, углом стреловидности, аэродинамическим профилем и его относительной толщиной. Как и у крыла различают трапецевидное, овальное, стреловидное и треугольное оперение.  Схема оперения определяется числом его поверхностей и их взаимным расположением. Наиболее распространены следующие схемы: схема с центральным расположением вертикального оперения в плоскости симметрии самолёта; горизонтальное оперение в этом случае может располагаться как на фюзеляже, так и на киле на любом удалении от оси самолёта. Схему с расположением ГО на конце киля принято называть Т-образным оперением, схема с разнесённым вертикальным оперением; две его поверхности могут крепиться по бокам фюзеляжа или на концах ГО; при двухбалочной схеме фюзеляжа поверхности ВО устанавливаются на концах фюзеляжных балок; на самолётах типа «утка», «бесхвостка», «летающее крыло» разнесённое ВО устанавливается на концах крыла или в средней его части, V-образное оперение, состоящее из двух наклонных поверхностей, выполняющих функции и горизонтального и вертикального оперения. Из-за малой эффективности и сложности управления такое оперение широкого применения не получило. Требуемая эффективность оперения обеспечивается правильным выбором форм и расположения его поверхностей, а также численных значений параметров этих поверхностей. Чтобы избежать затенения органы оперения не должны попадать в спутную струю крыла, гондол и других агрегатов самолёта.  Более позднее наступление волнового кризиса на оперении достигается увеличенными по сравнению с крылом углами стреловидности и меньшими относительными толщинами. 3.2 Нагрузки оперения На органы оперения в полете действуют распределённые 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 её элементами. 3.3 Стабилизатор и киль Имеют полную аналогию с крылом как по составу и конструкции основных элементов - лонжеронов, продольных стенок, стрингеров, нервюр, так и по типу силовых схем. Для стабилизаторов вполне успешно используются лонжеронная, кессонная и моноблочная схемы, а для килей последняя схема применяется реже из-за определённых конструктивных трудностей при передаче изгибающего момента с киля на фюзеляж. Контурный стык силовых панелей киля с фюзеляжем в этом случае требует установки большого числа силовых шпангоутов или установки на фюзеляже в плоскости силовых панелей киля мощных вертикальных балок, опирающихся на меньшее число силовых шпангоутов фюзеляжа. У стабилизаторов можно избежать передачи изгибающих моментов на фюзеляж, если лонжероны или силовые панели левой и правой его поверхностей связать между собой по кратчайшему пути в центральной его части. Для стреловидного стабилизатора это требует перелома оси продольных элементов по борту фюзеляжа и установки двух усиленных бортовых нервюр. Если продольные элементы такого стабилизатора без перелома осей доходят до плоскости симметрии самолёта, то кроме бортовых силовых нервюр, передающих крутящий момент, потребуется ещё одна силовая нервюра в плоскости симметрии самолёта. Бафтинг хвостового оперения Бафтинг представляет собой колебания элементов конструкции, обусловленные быстро изменяющимися аэродинамическими силами, вызванными срывным обтеканием впереди лежащих частей самолёта. Срыв потока может происходить с крыла при полете на больших углах атаки (см. рис. 7.4.), с различных надстроек на фюзеляже, с подвесок, расположенных на крыле и в местах соединения крыла с фюзеляжем. Причиной бафтинга может быть выпущенное шасси, открытый в полете грузовой люк и пр.  Срыв потока может наступать на околозвуковых скоростях полёта вследствие образования ударной волны и отрыва пограничного слоя с поверхности крыла. Это так называемый скоростной бафтинг. Наиболее часто встречается бафтинг хвостового оперения, который внешне воспринимается как периодические удары по оперению. Спектр частот пульсирующих нагрузок, действующих на оперение, находящееся в вихревом потоке за крылом, весьма широк, и, следовательно, колебания могут возникнуть на частоте, близкой к частоте собственных колебаний конструкции (резонанс). Срыв потока вызывает вибрации деталей, на которых нарушается плавность обтекания, и тех деталей, на которые попадает поток, "засоренный" срывными вихрями. Под воздействием срыва потока с крыла может возникнуть, например, бафтинг горизонтального оперения. При этом оперение начинает вибрировать и амплитуды его колебаний быстро нарастают. Разрушение конструкции при бафтинге может происходить по истечении некоторого времени - вследствие явления усталости, а может происходить очень быстро (если энергия возбуждающих сил велика). Кроме того, затенение хвостового оперения приводит к потере эффективности руля высоты, что сказывается на управлении самолётом. Так как основной причиной бафтинга являются срывы потока при обтекании отдельных частей самолёта, то борьба с ним ведётся, главным образом, путём улучшения аэродинамических форм самолёта, снижения интерференции в местах стыковки его агрегатов. В отдельных случаях положительные результаты были достигнуты за счёт выноса горизонтального оперения из зоны спутной струи или повышения изгибной жёсткости оперения и фюзеляжа. Последняя мера, однако, связана со значительным увеличением веса конструкции. В ряде случаев полностью устранить бафтинг практически не удаётся. Поэтому для таких самолётов вводят ограничения на некоторых режимах полёта, например ограничения по скоростному напору при полете с внешними подвесками, с открытыми грузовыми люками и др. Шасси 1. Общие сведения Шасси сухопутного самолёта представляет собой систему опор, обеспечивающих его стоянку и передвижение по земле на взлёте, посадке и рулёжке по аэродрому.  Шасси должно отвечать следующим основным требованиям: устойчивость и управляемость при движении по земле; требуемая проходимость - движение без существенного повреждения взлётно-посадочной полосы (ВПП); разворот на 1800 на ВПП; исключение опрокидывания самолёта и касания земли любыми другими агрегатами самолёта, 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; надёжное запирание шасси в убранном и выпущенном положении и наличие средств сигнализации при уборке и выпуске; отсутствие автоколебаний колёс и стоек шасси. Кроме этих специфических требований шасси должно отвечать и общим требованиям, предъявляемым ко всем агрегатам самолёта: минимум массы конструкции при заданной прочности, жёсткости и долговечности, минимум аэродинамического сопротивления как в выпущенном, так и в убранном положении, высокая технологичность конструкции, хорошие эксплуатационные качества. 2. Компоновочные схемы шасси На современных сухопутных самолётах наибольшее распространение получили следующие схемы шасси: трехопорная схема с хвостовой опорой
трехопорная схема с передней опорой
двухопорная или велосипедная схема с вспомогательными подкрыльевыми опорами
многоопорное шасси
Каждая схема характеризуется параметрами, определяющими положение опор относительно центра масс самолёта. 2.1. Шасси с хвостовой опорой Две основные опоры находятся впереди центра масс самолёта. На них приходится до 90% силы тяжести самолёта на стоянке. Третья опора - в хвостовой части самолёта. Эта опора для обеспечения разворота самолёта обычно делается свободно ориентирующейся.  Схема характеризуется следующими параметрами: - угол выноса главных опор шасси; - противокапотажный угол; - стояночный угол; H - высота шасси; B - колея шасси. Значения этих параметров связаны с посадочным пос и установочным уст углами крыла. Основное преимущество этой схемы заключается в том, что за счёт короткой и лёгкой хвостовой опоры общая масса шасси получается наименьшей по сравнению с другими схемами. Посадка самолёта с такой схемой шасси выполняется на пос при одновременном касании земли всеми колёсами - посадка на три точки. Разбег самолёта при взлёте производится на разб, который меньше посадочного угла. Для этого лётчик с помощью руля высоты отрывает хвостовое колесо от земли и удерживает его в таком положении до окончания разбега. Вполне очевидно, что и взлёт, и посадка на таком самолёте достаточно сложны и требуют тщательной отработки в процессе лётной подготовки пилотов. Помимо этого схема с хвостовой опорой имеет и другие весьма серьёзные недостатки: плохая путевая устойчивость из-за расположения главных опор впереди центра масс самолёта, улучшить её можно фиксацией хвостового колеса на разбеге и пробеге; склонность к капотированию самолёта при резком торможении или зарывании главных опор в мягкий грунт; посадка на повышенной скорости на две главные опоры обычно приводит к "козлению" - подскоку с резким повторным ударом о землю, что может привести к поломкам шасси или капотированию самолёта. Условие исключения капотирования: tg > f, где f - коэффициент трения колёс по грунту принимается равным 0,85.  Перечисленные недостатки резко ограничивают область применения данной схемы шасси. В настоящее время её применение оправдано лишь на лёгких тихоходных самолётах с невысокой посадочной скоростью. 2.2. Шасси с передней опорой Две основных опоры такого шасси располагаются за центром масс самолёта, а третья опора устанавливается в носовой части фюзеляжа. Эта опора для обеспечения управляемости самолёта на земле делается или свободно ориентирующейся, или снабжается принудительной системой разворота передних колёс.  Схема характеризуется следующими параметрами: b - база шасси; B - колея шасси; H - высота шасси; e - вынос главных опор; - угол выноса главных опор; о - угол опрокидывания; ст - стояночный угол. Эти параметры связаны с посадочным углом пос , установочным углом уст и углом на разбеге разб крыла. Разбег самолёта с данной схемой шасси выполняется в трехточечном положении при: разб = ст + уст. В конце разбега отклонением руля высоты лётчик отрывает переднюю опору, а затем происходит и отрыв от земли основных опор. Посадка самолёта происходит на основные опоры с углом атаки крыла пос = о + уст. + ст с последующим переваливанием на переднюю опору. Схема шасси с передней опорой даёт следующие важные преимущества: более простая техника пилотирования на взлёте, посадке и пробеге; устойчивость движения на разбеге и пробеге, которая обеспечивается приложением сил трения колёс главных опор за центром масс самолёта; улучшенный обзор из кабины при движении по земле; простота маневрирования при использовании системы поворота передних колёс; более интенсивное торможение на пробеге и возможность скоростной посадки, что обеспечивается исключением опасности капотирования самолёта; близкое к горизонтальному положение пола пассажирских и грузовых кабин, а так же осей двигателей, что исключает обдув ВВП горячими газами ТРД. К недостаткам схемы следует отнести большую за счёт более длинной передней опоры массу шасси и возможность возникновения автоколебаний передней опоры типа "шимми". Для гашения этих колебаний передняя опора снабжается гидравлическими демпферами - гасителями колебаний передних опор. 2.4. Многоопорное шасси На тяжёлых самолётах с очень большой взлётной массой для снижения и более равномерного распределения нагрузки на ВПП приходится увеличивать число опор шасси. В схеме с передней опорой может использоваться три, четыре и более основных опор. Число передних опор более двух сильно затрудняет маневрирование самолёта на земле, поэтому даже на очень больших самолётах более двух передних опор не ставится. Для улучшения манёвренности при большом числе опор кроме управляемых передних опор иногда делаются управляемыми и основные опоры - все или только некоторые из них (передние, задние). Параметры многоопорного шасси выбираются так же, как и параметры трехопорного. За точку опрокидывания в этом случае принимается точка приложения результирующей сил реакций земли на колёсах основных опор при стоянке самолёта.  При посадке самолёт с многоопорным шасси вначале касается земли задними колёсами основных опор, затем переваливается на остальные главные и передние колеса. Амортизаторы задних опор, которые первыми касаются земли делаются более мягкими, чем остальные. 3. Нагрузки шасси При взлёте и посадке самолёта, при его движении по аэродрому, на стоянке на колеса шасси действуют статические и динамические нагрузки. Их величина и направление определяются схемой шасси, условиями и характером посадки, типом ВПП, характеристиками амортизационной системы и др. Эти нагрузки можно представить в виде приложенных к колёсам трёх составляющих сил, направленных по основным координатным осям самолёта: Px - сила переднего удара; Py - вертикальная сила; Pz - сила бокового удара. Величина этих нагрузок определяется Нормами прочности или авиационными правилами (АП), которые задают основные расчётные случаи нагружения шасси, перегрузку и коэффициент безопасности для каждого случая, величину нагрузки, её направление и распределение между опорами и колёсами. По найденным таким образом нагрузкам строятся расчётные эпюры и проводятся все необходимые прочностные расчёты. |
