В. Корнеев.

Конструкция и лётная эксплуатация воздушных судов. Особенности самолётов первоначального лётного обучения



скачать книгу бесплатно

© В. М. Корнеев, 2017


ISBN 978-5-4483-7107-3

Создано в интеллектуальной издательской системе Ridero

Классификация воздушных судов

Самолётом называется летательный аппарат тяжелее воздуха, подъёмная сила которого создается неподвижным относительно других частей летательного аппарата крылом при его поступательном движении в воздухе [1].

К основным частям самолёта относятся: крыло, фюзеляж, оперение, силовая установка, шасси.

Взаимное пространственное расположение частей самолёта и его различных устройств называется компоновкой самолёта.

Самолёт имеет ряд функциональных систем, которыми называется совокупность взаимосвязанных изделий, предназначенных для выполнения заданных общих функций. К основным функциональным системам самолетов гражданской авиации можно отнести:

– гидравлическую и воздушную системы;

– шасси;

– управление самолетом;

– топливную систему;

– системы кондиционирования и автоматического регулирования давления в гермокабине;

– противообледенительную систему;

– противопожарную систему;

– бытовое и сантехническое оборудование;

– погрузочно-швартовочное оборудование грузового самолета.

Все самолеты можно классифицировать по следующим конструктивным признакам:

– по числу и расположению крыльев;

– по типу фюзеляжа;

– по форме и расположению оперения;

– по типу, количеству и расположению двигателей;

– по типу и расположению шасси.

По количеству крыльев делят на монопланы, т.е. самолёты с одним крылом, и бипланы, т. е. самолёты с двумя крыльями, расположенными одно над другим.

По расположению крыла относительно фюзеляжа различают низкоплан, среднеплан и высокоплан.

По типу фюзеляжа делят на однофюзеляжные и двухбалочные. Фюзеляжи, не несущие оперения, называют гондолами. Оперение в этом случае поддерживается двумя балками, и самолёты при этом называют двухбалочными.

В зависимости от расположения оперения различают:

– самолёты стандартной схемы, у которых стабилизатор и киль размещаются в хвостовой части фюзеляжа;

– самолёты схемы «утка», у которых горизонтальное оперение расположено впереди крыла;

– самолёты типа «бесхвостка», у которых горизонтальное оперение отсутствует.

Большинство современных самолётов выполнено по первой схеме, которая имеет следующие конструктивные разновидности:

– однокилевое оперение;

– разнесенное вертикальное оперение;

– V-обpазное оперение;

– Т-образное оперение.

Переднее расположение горизонтального оперения при использовании схемы «утка» повышает его эффективность, исключая его затенение впереди находящимся крылом.

В зависимости от типа шасси различают сухопутные, гидросамолеты и амфибии.

Шасси сухопутных самолётов бывают колёсными и лыжными.

Гидросамолеты разделяются на лодочные и поплавковые.

По количеству опор шасси самолёты подразделяются на трёхопорные с передней опорой, трёхопорные с хвостовой опорой и «велосипедного» типа.

Наиболее распространенной в настоящее время является трёхопорная схема с передней опорой, которая предотвращает капотирование и «козление» самолёта.

В полете на самолёт действуют следующие силы: тяга двигателя, сила тяжести, подъемная сила и лобовое сопротивление. Последние две силы относятся к аэродинамическим.

Разнообразные силы, действующие на самолет, делят:

– по характеру приложения на статические (не изменяющиеся в течение длительного периода времени) и динамические (быстро меняющиеся в процессе их действия на самолет);

– по характеру распределения на сосредоточенные (приложенные на небольшом участке конструкции, точечно) и распределенные по длине, поверхности и объему конструкции;

– по величине и направлению.

Удобно все силы, действующие на самолет, объединить в две группы – поверхностные и массовые. К поверхностным силам относятся аэродинамические силы и сила тяги, а к массовым – сила тяжести и инерционные силы.

Основной системой координат, используемой в динамике полета, является скоростная (подвижная) система координат, движущаяся вместе с самолетом. Начало этой системы координат находится в центре масс самолета. Силы обычно раскладываются по трём осям: х – по направлению движения, y – перпендикулярно оси «Ох» в плоскости симметрии самолета; z – перпендикулярно плоскости «хОy» и направлена по правому крылу.

При горизонтальном полёте с постоянной скоростью подъемная сила уравновешивает вес самолета, а сила тяги – силу сопротивления.

Если подъемная сила больше силы тяжести, самолет набирает высоту, если меньше – снижается.

Если тяга больше силы лобового сопротивления, самолет движется ускоренно, если меньше – замедленно.

Дополнительная аэродинамическая сила стабилизатора уравновешивает пикирующий момент вокруг центра тяжести, создаваемый подъёмной силой Y.

На других этапах полёта (взлёт, набор высоты, снижение, посадка) и при выполнении эволюций (манёвров) самолетом схема сил, действующих на него, будет сложнее.

Коэффициентом перегрузки, или просто перегрузкой, называют отношение суммы поверхностных сил к произведению массы самолета на ускорение свободного падения.

Перегрузка – величина векторная. Ее направление совпадает с направлением равнодействующей поверхностных сил. На практике обычно пользуются не полной перегрузкой, а её проекциями на оси системы координат.

Продольная перегрузка может быть как положительной, так и отрицательной. Положительная перегрузка, определяемая тяговооруженностью, для современных самолетов с турбореактивными двигателями обычно не превышает 0,7—0,8. Отрицательная перегрузка, определяемая сопротивлением, также может достигать значений, близких к единице, например при одновременном выпуске тормозных щитков и дросселировании двигателей в полете.

Тяговооруженностью самолёта называется отношение тяги силовой установки (суммарной тяги двигателей) к его весу. Тяговооруженность пассажирских воздушных судов составляет 0,3—0,35.

Для горизонтального полёта продольная перегрузка определяется разницей между силой тяги двигателей и силой аэродинамического сопротивления, деленной на вес ВС; вертикальная перегрузка – отношением подъемной силы к весу ВС; боковая перегрузка – боковой аэродинамической силой, деленной на вес самолета [1].

В горизонтальном прямолинейном полете с постоянной скоростью подъемная сила равна весу самолета, тяга равняется силе аэродинамического сопротивления, боковая аэродинамическая сила равна нулю, поэтому поперечная перегрузка равна единице, а продольная и боковая – нулю.

Сопротивляемость организма перегрузкам зависит от величины и направления последних, времени их воздействия, от физического состояния организма. Человек, прошедший специальную тренировку, переносит перегрузки значительно лучше, чем нетренированный. Человеческий организм по-разному переносит перегрузки, действующие в различных направлениях: лучше всего переносятся перегрузки в направлении грудь-спина или спина-грудь (n = 12), хуже – в направлении голова—ноги (n = 6) и совсем плохо – в направлении ноги—голова (n = 3), т. к. при этом кровь приливает к голове и вызывает быструю потерю сознания. Величина переносимых человеком перегрузок зависит от времени их воздействия. Если перегрузки кратковременны, то допустимая величина их значительно увеличивается.

В ожидаемых условиях эксплуатации максимальные перегрузки, действующие на ВС гражданской авиации, не должны превышать 2—2,5.

К современным самолетам предъявляются весьма разнообразные и зачастую противоречивые требования. Одним из основных является требование наименьшего веса и достаточной прочности, поскольку повышение прочности обычно связано с утяжелением конструкции, а облегчение конструкции – с понижением прочности.

Под прочностью самолета принято понимать способность его конструкции воспринимать, не разрушаясь, определенные внешние нагрузки.

Под эксплуатационной нагрузкой, действующей на самолёт, понимают ожидаемое наибольшее значение нагрузки, которое может достигаться на предельно допустимых режимах.

Число, показывающее во сколько раз разрушающие нагрузки больше эксплуатационных, называется коэффициентом безопасности.

Чем больше коэффициент безопасности, тем надежнее конструкция, но тем больше ее полетная масса, поэтому на практике стараются использовать минимальные значения коэффициента безопасности.

Основное назначение коэффициента безопасности состоит в том, чтобы исключить появление остаточных деформаций в элементах конструкции при эксплуатационных нагрузках. Обычно для ВС гражданской авиации коэффициент безопасности равен 1,5—2. Сравнительно небольшая величина коэффициента безопасности в авиационной технике по сравнению с другими областями техники обуславливает повышенные требования к точности расчетов на прочность авиационных конструкций, к качеству применяемых материалов, к технологии изготовления и ремонту авиационной техники.

В программу испытаний самолётов включаются все случаи нагружения, предусмотренные требованиями к прочности и являющиеся расчетными для основных частей самолёта.

Статические испытания самолёта проводятся, как правило, до 100% расчетных нагрузок или до разрушения. Прочность тех панелей и элементов конструкции самолёта, для которых расчет показывает существенное влияние повышенных температур, проверяется статическими испытаниями, как с нагревом, так и без нагрева.

Во всех случаях, когда возможны усталостные разрушения, требуется испытывать конструкции на динамические нагрузки. Динамическим испытаниям подвергают элементы конструкции самолёта, которые испытывают переменные нагрузки: шасси, крыло, оперение, узлы крепления двигателя, фюзеляж и т. д.

При летных испытаниях определяют фактические величины нагрузок и деформаций самолета, закон распределения внешних сил, специальными исследованиями выявляют склонность конструкции к опасным вибрациям. Испытания на вибрацию обычно носят контрольный характер, т. е. либо выясняют скорость начала вибраций, либо проверяют, чтобы во всем диапазоне скоростей полета, включая и максимальную, не наступали опасные вибрации. Летные испытания проводятся на этапах проектирования в конструкторских бюро, сертификации в государственном Летно-испытательном институте, выпуска на серийном заводе-изготовителе, освоении новой авиационной техники на авиапредприятиях. Кроме этого имеются самолеты-лидеры (летающие лаборатории), на которых проводятся испытания на гарантийный ресурс.

Ресурсом называется наработка от начала эксплуатации или ее возобновления после ремонта до прекращения или приостановки эксплуатации.

Наработка – это продолжительность эксплуатации самолёта в полёте и наземных условиях, выражаемая в часах налёта, числе полётов/посадок или других единицах.

После заводских, государственных и эксплуатационных испытаний самолёт проходит сертификацию – установление соответствия типа самолёта, его двигателей и оборудования действующим нормам лётной годности.

Нормы лётной годности – это документ, содержащий государственные требования к гражданским ВС, их двигателям и оборудованию по безопасности полётов в ожидаемых условиях и особых ситуациях.

Ожидаемые условия эксплуатации – это условия, включающие в себя область расчетных условий, определенных Нормами летной годности, эксплуатационных ограничений, а также рекомендуемых режимов полёта, установленных для данного типа самолёта при его сертификации.

Особая ситуация – это ситуация, возникающая в полёте в результате воздействия неблагоприятных факторов или их сочетаний и приводящая к снижению безопасности полёта.

По степени опасности особые ситуации разделяются на:

– усложнение условий полёта;

– сложную ситуацию;

– аварийную ситуацию;

– катастрофическую ситуацию.

Планер самолета

Крыло

Крыло является важнейшей частью самолета и служит для создания подъемной силы.

Кроме того, крыло обеспечивает поперечную, а на самолетах бесхвостовой схемы также продольную устойчивость и управляемость самолета. К крылу часто крепятся стойки шасси, могут крепиться двигатели. Внутренние его объемы используют для размещения топлива.

Под внешней формой крыла подразумевают его вид в плане и спереди, а также форму его поперечного сечения (профиль). Для современных самолетов характерно применение крыльев различных внешних форм.

Внешние формы крыла оказывают влияние не только на аэродинамические, весовые и прочностные характеристики крыла, но и на характеристики всего самолета в целом.

Профилем крыла называется форма сечения его плоскостью по набегающему потоку воздуха.

Наибольшее распространение получили двояковыпуклые несимметричные профили. С ростом числа М полета для крыльев применяются более тонкие профили, с меньшей кривизной, меньшим радиусом закругления носка и наименьшей толщиной.

Отрезок прямой, соединяющий две наиболее удалённые точки профиля, называется хордой профиля.

Относительная максимальная толщина профиля определяется формулой

Профили, у которых относительная толщина больше 12%, применяются до скоростей М = 0,7; от 7 до 12% – при М = 0,8—1,5; менее 7% – для крыльев самолетов, летающих на больших сверхзвуковых скоростях (М> 1,5). Уменьшение относительной толщины профиля с ростом числа М является эффективным средством снижения волнового сопротивления крыла.

Недостатком тонких профилей является уменьшение их несущей способности и строительной высоты крыла. Это усложняет получение хороших взлетно-посадочных характеристик, затрудняет обеспечение необходимой прочности и жесткости без значительного увеличения массы крыла, а также размещение топлива и агрегатов.

Геометрическими характеристиками крыла в плане являются: форма в плане, удлинение, сужение, стреловидность.

Удлинение крыла определяется как отношение квадрата размаха крыла к его площади.

Увеличение удлинения ведет к увеличению аэродинамического качества крыла, но уменьшает его жесткость. У современных самолетов удлинение крыла лежит в пределах от 2 до 10.

Аэродинамическое качество определяется как отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению или дальности планирования к высоте полета, на которой произойдет отказ всех двигателей:

Сужение крыла определяется как отношение корневой хорды к концевой хорде.

Сужение лежит обычно в пределах от 2 до 4,5. Увеличение сужения ведет к уменьшению массы крыла, но повышает склонность к концевым срывам потока, особенно на больших углах атаки.

Стреловидность крыла определяется углом, замеряемым между линией фокусов (1/4 хорд) и перпендикуляром к плоскости симметрии ВС.

Все многообразие крыльев самолетов по форме в плане может быть сведено к трем основным типам: прямые, стреловидные, треугольные [2]. Каждый тип крыла имеет разновидности.

Прямые крылья характеризуются малым (до 15) углом стреловидности, могут быть прямоугольной либо трапециевидной формы в плане.

Прямые крылья широко применяют на самолетах, летающих при скоростях М <0,65. Они отличаются значительным удлинением (7,5—12) и сравнительно толстым профилем.

Стреловидные крылья широко применяют на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Увеличение числа М требует увеличения стреловидности, уменьшения удлинения и относительной толщины. В то же время стреловидные крылья по сравнению с прямыми имеют меньшие значения коэффициентов подъемной силы, что ухудшает взлетно-посадочные характеристики самолета.

Треугольные крылья применяют на самолетах больших сверхзвуковых скоростей. Они имеют стреловидность по передней кромке более 60 градусов, малое удлинение (1,5—2) и большое сужение. Треугольные крылья обладают основными достоинствами стреловидного крыла. В то же время из-за малого аэродинамического качества самолеты с треугольными крыльями имеют плохие взлетно-посадочные характеристики.

На виде спереди крыло характеризуется углом, который называется углом поперечного V и образуется плоскостью хорд консоли крыла и перпендикуляром к плоскости симметрии самолета. Этот угол оказывает влияние на поперечную устойчивость и может меняться в пределах от минус 7 до плюс 7 градусов.

Придание крылу положительной V-образность увеличивает его поперечную устойчивость, отрицательной – уменьшает.

Прямым крыльям, как правило, придается положительное поперечное V. Стреловидные крылья имеют отрицательное поперечное V для уменьшения слишком большой поперечной устойчивости на больших углах атаки, вызванной стреловидностью.

Крылья типа «чайка» и «обратная чайка» уменьшают сопротивление в результате благоприятной интерференции крыла с фюзеляжем, но более сложны в производстве.

Крыло, обеспечивая создание практически всей подъемной силы, является высоконагруженной частью самолета. К основным нагрузкам крыла относятся аэродинамические и массовые силы.

Аэродинамическая нагрузка возникает в результате взаимодействия крыла с воздушным потоком и является распределенной.

Равнодействующие погонной аэродинамической нагрузки приложены по линии центров давления крыла.

Массовые нагрузки – это силы тяжести и инерции масс конструкции самого крыла, топлива, грузов и агрегатов, расположенных внутри или прикрепленных к нему снаружи. Инерционные силы возникают при появлении ускорений в криволинейных полетах, при полете в болтанку или при ударе о землю во время посадки.

Погонные массовые нагрузки конструкции крыла распределяются по размаху так же, как и его масса. Равнодействующие погонных массовых сил приложены по линии центров тяжести крыла, которую можно считать проходящей через точки, лежащие на 42—45% хорд от носка крыла.

Крылья самолетов отличаются большим разнообразием не только внешних форм, но и особенностей конструкции. Во всех случаях крыло должно быть достаточно прочным и жестким при минимальной массе.

Передавая подъемную силу на фюзеляж, крыло подвергается деформациям изгиба, кручения и сдвига, которые должны восприниматься соответствующими силовыми элементами. Крылья различных типов обычно представляют собой наборы однотипных элементов, участвующих в восприятии внешних нагрузок и составляющих его конструктивно-силовую схему.

К продольному набору относятся лонжероны и стрингеры.

Лонжероны воспринимают изгибающий момент и поперечную силу. Лонжероны представляют собой продольные балки, состоящие из поясов и стенок. Большая часть массы лонжерона приходится на его пояса, в которых при изгибе возникают наибольшие нормальные напряжения, т. к. их материал наиболее удален от нейтральной оси.

При такой простой конструкции лонжерона достигается наиболее эффективное использование материала, а следовательно, и минимальная масса. Изгибающий момент воспринимают пояса лонжеронов, в которых возникают большие осевые усилия. Стенки лонжеронов, воспринимая практически всю поперечную силу, работают на сдвиг. Кроме того, стенки совместно с обшивкой образуют замкнутые контуры, воспринимающие крутящий момент.

Стрингеры – продольные элементы, участвующие в восприятии изгибающего момента. При этом в них действуют осевые силы сжатия или растяжения. Стрингеры подкрепляют обшивку, увеличивая ее устойчивость, воспринимают местную воздушную нагрузку и передают ее на нервюры.

Поперечный набор крыла обычно состоит из нервюр, которые по назначению делятся на нормальные и силовые (или усиленные). Нервюры придают форму профилю, подкрепляют продольные элементы и обшивку, увеличивая их устойчивость.

Обшивка образует гладкую, удобообтекаемую поверхность, герметизирует крыло. Она не только воспринимает аэродинамическую нагрузку, но и работает на кручение, а часто и на изгиб. Степень участия обшивки в восприятии изгибающего момента зависит от ее толщины.

Толщина обшивки зависит от конструкции крыла и действующих в данном сечении нагрузок. В направлении к концу крыла нагрузки и толщина обшивки обычно уменьшаются, поэтому при ее изготовлении необходимо применять листы разной или переменной толщины.

Кроме листовой, применяют обшивку, выполненную как одно целое с подкреплениями в виде ребер, выполняющих функции стрингеров. Такая конструкция получила название моноблочных панелей. Их ставят в наиболее нагруженных зонах крыла.

Силовые схемы всех крыльев принято подразделять в зависимости от способа восприятия изгибающего момента, основного силового фактора, на лонжеронные, стрингерные и моноблочные.

Лонжеронным называется крыло, у которого изгибающий момент воспринимается мощными поясами лонжеронов, а относительно слабые стрингеры служат для подкрепления тонкой обшивки.

В стрингерном крыле основную долю изгибающей нагрузки крыла берут на себя стрингеры.

Механизация крыла является неотъемлемой частью крыльев современных самолетов. К ней относятся устройства, позволяющие изменять аэродинамические характеристики крыла на отдельных этапах полёта.

Различают два вида механизации по выполняемым функциям:

– закрылки и предкрылки для улучшения взлётно-посадочных характеристик самолета;

– спойлеры, использумые в тормозном режиме, в режиме гасителей подъемной силы (полетном режиме) и в элеронном режиме.

Простой закрылок представляет собой отклоняющийся вниз до 45 градусов участок хвостовой части крыла. Для повышения эффективности закрылка он делается щелевым. При отклонении выдвижного закрылка между его носком и крылом образуется профилированная щель.

Предкрылки представляют собой часть носка крыла у передней кромки, которая отклоняется вниз и выдвигается вперед, образуя с крылом профилированную щель. Предкрылки увеличивают критический угол атаки.



скачать книгу бесплатно

страницы: 1 2

Поделиться ссылкой на выделенное