В. Корнеев.

Самолёт B737NG. Анализ конструкции и лётной эксплуатации



скачать книгу бесплатно

© В. М. Корнеев, 2016


ISBN 978-5-4483-4608-8

Создано в интеллектуальной издательской системе Ridero

Общая характеристика самолета

Все семейство самолетов Вoeing737 разделено на три поколения: В737 Original (Оригинальный), В737 Classic (Классический) и В737 Next Generation (Следующая модификация).

Оригинальный: В737—100, -200.

Классический: В737—300, -400, 500.

Следующая модификация: В737—600, -700, -700ER, -800, -900.

Серия самолетов В737NG заметно отличающиеся от первых самолётов семейства. Крупнейшими изменениями стали новые крылья, авионика, усовершенствованные двигатели. На NG был установлена так называемая «стеклянная кабина» – оснащённый дисплеями на электронно-лучевых трубках (на В737—900 – на жидких кристаллах) вместо привычных «будильников» – аналоговых приборов, и цифровыми системами. К дополнительным преобразованиям относятся также вертикальные законцовки крыльев Винглеты, в результате применения которых экономится 4—5% топлива.


Примечание: Winglet в переводе с английского означает «крылышко». С их помощью уменьшается перетекание воздуха на конце крыла, увеличивается его эффективное удлинение без увеличения размаха крыла. Это позволяет уменьшить величину индуктивного сопротивления (снизить интенсивность вихревых жгутов) и, соответственно, ощутимо увеличить экономичность и дальность полета.

Планер самолета

Основными частями планера самолета являются: фюзеляж, крыло и хвостовое оперение.

Конструкция планера самолета B737NG обеспечивает максимальную прочность при минимальном весе.

К основным материалам, используемым в конструкции планера, относятся алюминий и магниевые сплавы. В случае необходимости используется сталь или титан. При изготовлении некоторых элементов планера используются композиционные материалы.

Фюзеляж самолета имеет конструкцию типа полумонокок. Основными силовыми элементами фюзеляжа является «работающая» обшивка с подкрепляющими ее стрингерами и шпангоутами. Все вырезы в обшивке фюзеляжа, такие как двери, люки и окна, имеют усиления для распределения нагрузок вокруг отверстий.

Почти вся обшивка гермокабины фюзеляжа в полете испытывает избыточное внутреннее давление воздуха за исключением ниши передней опоры, большого выреза под центроплан крыла и ниши основных опор шасси.

Хвостовая часть фюзеляжа за гермошпангоутом не испытывает внутреннего избыточного давления. К ней крепится киль и стабилизатор. Вспомогательная силовая установка размещается в пожарозащищенном отсеке ниже стабилизатора.

В передней части фюзеляжа расположена антенна радиолокатора, защищенная фиберглассовым обтекателем, имеющим сотовую структуру. За гермошпангоутом, над полом расположена кабина экипажа, передняя входная дверь и служебная дверь кухни. Под полом расположены отсек носовой опоры шасси, передний трап (при наличии), а также отсек электронного оборудования.

В средней части фюзеляжа находится пассажирский салон, окна которого расположены между шпангоутами, и передний грузовой отсек, имеющий люк с правого борта.

В этой части фюзеляжа расположены два надкрыльевых люка аварийного покидания самолета, задняя входная дверь и служебная дверь кухни.

На отдельных модификациях самолета имеется четыре аварийных надкрыльевых люка.

В пространстве под полом находится центроплан крыла, отсеки кондиционирования воздуха, отсек основных опор шасси, отсек гидравлики и задний грузовой отсек с люком по правому борту. Эта секция заканчивается задним гермошпангоутом.

В хвостовой части фюзеляжа расположена вспомогательная силовая установка и ферма стабилизатора. Доступ в эту секцию осуществляется через дверь левого борта, за которой расположен смотровой люк ВСУ и сопло выходящих газов ВСУ. Конструкции вблизи сопла выходящих газов ВСУ выполнены с использованием титана.

В кабине экипажа размещаются (начиная сверху далее по часовой стрелке):

– задняя и передняя верхние панели;

– передняя правая панель;

– боковая панель второго пилота;

– центральный пульт;

– задняя электронная панель;

– панель управления;

– передняя электронная панель;

– боковая панель командира воздушного судна;

– передняя левая панель;

– панель под козырьком приборной доски кабины.

На штурвале размещены следующие элементы управления (сверху и по часовой стрелке):

– кнопка отключения автопилота;

– клавиатура для набора цифр (рейсовый знак);

– держатель для планшета с картой контрольных проверок;

– кнопка для связи с диспетчером;

– переключатель управления стабилизатором.

Моноблочное крыло состоит из двух отъемных частей и центроплана.

Конструкция крыла состоит из «работающей» обшивки, лонжеронов, стрингеров и нервюр. Некоторые нервюры не имеют отверстий, чтобы обеспечить герметичность топливных баков-кессонов.


Примечание: Все казалось бы правильно, только почему нервюры крыла расположены не по набегающему потоку – «большой-большой» вопрос.


Вдоль передней кромки крыла установлены предкрылки.

В задней части крыла установлены внутренние и внешние закрылки и элероны.

Сверху крыла установлены спойлеры.

Для обеспечения доступа в кессоны крыла в нижней обшивке установлены смотровые панели. Смотровые панели топливных насосов позволяют производить снятие и замену насосов без предварительного слива топлива.

Хвостовое оперение самолета классической схемы включает в себя киль и переставной стабилизатор.


Примечание: Недостатком классической (стандартной) схемы является неизбежная возможность затенения стабилизатора впереди находящимся крылом на определенных углах атаки, что может привести к бафтингу и потере эффективности руля высоты [1]. С точки зрения безопасности полетов нельзя называть такую схему хвостового оперения «нормальной».


Стабилизатор состоит из двух лонжеронов, соединенных нервюрами и обшивки. На стабилизаторе установлен руль высоты с сервокомпенсатором.

Киль состоит из переднего и заднего лонжеронов, нервюр и обшивки. На нем установлен руль направления.


Примечание: Использование термина «вертикальный стабилизатор» для киля – просто некорректно. Русский язык достаточно «богат», чтобы не использовать подобного рода терминологию.

Источники давления гидросистемы

Общие сведения

Самолет имеет три независимых гидравлических системы: А, В и резервную. Гидросистема A и гидросистема В используются постоянно на земле и в полете и отвечают за работу всех компонентов самолета, имеющих гидравлический привод. Резервная гидросистема используется только при необходимости.

К основным потребителями гидросистемы относятся:

– органы основного управления полетом;

– предкрылки;

– закрылки;

– спойлеры;

– система уборки и выпуска опор шасси;

– система торможения колёс шасси;

– управление колесами носовой опоры шасси;

– реверс тяги двигателей.

Гидравлические системы A или B могут приводить в действие все органы управления самолетом.

Каждая из гидравлическая система имеет гидробак, расположенный в районе ниши основных колес шасси. Гидробаки имеют систему наддува. Избыточное давление 45—50 psi во всех бачках обеспечивает поступление жидкости ко всем насосам под небольшим давлением для исключения явления кавитации на входе в насосы.


Примечание: Один psi (фунт/квадратный дюйм) равен примерно 14,5 кг/см?.


К потребителям гидросистемы А относятся:

– элероны;

– руль направления;

– руль высоты и загружатель руля высоты;

– полетные спойлеры;

– наземные спойлеры;

– резервное торможение колес;

– реверс тяги двигателя 1;

– автопилот A;

– основное управление разворотом колес передней опоры шасси;

– система уборки и выпуска шасси;

– устройство передачи мощности.

К потребителям гидросистемы В относятся:

– элероны;

– руль направления;

– руль высоты и загружатель руля высоты;

– полетные спойлеры;

– предкрылки;

– основное торможение колес;

– аварийное управление разворотом колес передней стойки шасси;

– уборка шасси;

– демпфер рыскания;

– закрылки.

Источники давления гидросистем

Обе гидросистемы A и В оснащены основными механическими насосами с приводом от двигателя и резервными электронасосами, обеспечивающими подачу гидрожидкости к потребителям с номинальным давлением 3000 psi.

Насос с приводом от двигателя гидросистемы А установлен на двигателе 1. Насос с приводом от двигателя гидросистемы В установлен на двигателе 2. Насос с приводом от двигателя имеет производительность в 4 раза большую соответствующего ему электрического гидронасоса.


Примечание: Для повышения надежности гидросистемы желательно было бы добавить еще по одному основному насосу в гидросистемах А и В самолёта. Причем желательно чтобы в каждой гидросистеме были установлены по одному насосу, установленному на разных двигателях. Тогда при отказе любого двигателя будут работать обе гидросистемы.


Подача гидрожидкости от основных насосов с приводом от двигателей осуществляется выключателями «ENG1» или «ENG2» [2]. Установка переключателей в положение OFF перекрывает подачу жидкости к потребителям гидросистем. Однако, сами насосы при этом продолжают вращаться до тех пор пока двигатель работает. При установке переключателей в положение ON открывается подача жидкости к потребителям и гаснет табло «LOW PRESSURE».

Выключатели «ELEC2» (система А) или «ELEC1» (система В) управляют соответствующими электронасосами. При обнаружении перегрева в той или иной гидросистеме сработает соответствующая ей светосигнализация «OVERHEAT».

В результате отказа основного механического насоса ENG1 гидросистемы А и включения резервного электрического насоса ELEC2 при большом потреблении жидкости может периодически срабатывать табло «LOW PRESSURE».

Гидравлическая жидкость также используется для охлаждения и смазки самих насосов, поэтому она проходит через теплообменник, перед тем как вернуться обратно в гидробак.

Теплообменник для системы А расположен в крыльевом топливном баке 1 и для системы В в крыльевом топливном баке 2.

Устройство передачи мощности (PTU) используется в качестве резервного источника давления для работы предкрылков при потере давления в гидросистеме В.

Устройство передачи мощности использует давление в системе А для раскрутки гидромотора, вращающего гидронасос, который создает давление жидкости в системе В.

Устройство передачи мощности срабатывает автоматически при следующих условиях:

– самолет взлетает;

– давление за насосом гидросистемы В с приводом от двигателя упало ниже допустимых пределов;

– закрылки находятся в положении менее 15 градусов, но не убраны (взлетное положение).


Примечание: Устройство передачи мощности – это своего рода гидротрансформатор представляющий собой агрегат, состоящий из двух нерегулируемых моторов-насосов, соединенных общим валом. Каждый из моторов-насосов гидротрансформатора подключен к своей системе, и их жидкостные полости между собой не сообщаются. При работе гидротрансформатора один из моторов-насосов (в исправной гидросистеме) работает в режиме гидромотора и вращает второй мотор-насос, который работает как насос и создает давление жидкости в отказавшей гидросистеме. Поэтому можно использовать устройство передачи мощности для двухсторонней работы: не только для оказания помощи гидросистеме В, но и в другую сторону, тогда гидросистема В будет помогать гидросистеме А.

Особенности эксплуатации гидросистемы

К основным органам управления и контроля гидросистем самолета относятся:

– выключатели основных механических насосов «ENG1» (насос системы А) и «ENG2» (насос системы В), расположены на верхнем пульте, и управляющие подачей насосов. В положении OFF переводят насосы на нулевую подачу;

– выключатели электрических гидронасосов «ELEC1» (насос системы В) и «ELEC2» (насос системы А), расположены на верхнем пульте;

– светосигнальное табло низкого давления желтого цвета загорается при уменьшении давления, производимого насосом, ниже допустимого значения. Светосигнальные табло насосов систем A и В расположены над их выключателями. Светосигнальное табло насоса резервной системы расположено справа от выключателей «FLT CONTROL»;

– желтые светосигнальные табло перегрева располагаются над выключателями электрических насосов;

– указатели давления в гидросистеме для системы A и системы В расположены на верхнем системном дисплее. Отдельный указатель давления на правой панели приборной доски указывает давление в системе торможения;

– индивидуальные цифровые указатели количества гидрожидкости показывают количество гидрожидкости к системах А и В в процентах от полной заправки и расположены на верхнем системном дисплее.

– светосигнальное табло желтого цвета на верхнем пульте загорается при низком количестве гидрожидкости в гидробаке резервной гидросистемы.

Во время нормальной работы гидросистемы, изменения в индикации количества жидкости могут возникнуть:

– после запуска двигателя;

– при уборке и выпуске шасси или механизации крыла;

– при повышенной влажности во время длительного перелета.

Эти изменения не оказывают значительного влияния на работу систем.

Если гидравлическая система не герметизирована должным образом, может произойти вспенивание на больших высотах полета. Вспенивание можно распознать по колебанию давления и миганию соответствующего индикатора низкого давления.

Гидропереключатель питания системы уборки шасси обеспечивает подачу жидкости под давлением, необходимую для уборки шасси, при отказе гидросистемы А из гидросистемы В при следующих условиях:

– самолет взлетает;

– обороты двигателя 1 упали ниже допустимых значений;

– одна из основных стоек шасси не убрана.

Резервная гидросистема предусмотрена как дублирующая в случае отсутствия давления в системе А и/или В. Резервная система может быть задействована как вручную так и автоматически. Источником давления в резервной гидросистеме является электрическая насосная станция.


Примечание: Для повышения надежности резервной гидросистемы (в частности при отказе двигателей и обесточивании самолета) желательно добавить в качестве источника давления в резервной гидросистеме ветронасосную установку. Кроме этого к резервной гидросистеме можно подключить ручной насос для дожатия стоек основных опор шасси после их аварийного механического выпуска, тем более, что ручной насос в гидросистеме уже есть, но не для этих целей (для заправки гидробаков).


Электрический насос резервной гидросистемы включается в работу, если задействован один из выключателей на верхней панели: «FLT CONTROL A», «FLT CONTROL В» в положение STBY RUD или выключатель «ALTERNATE FLAPS MASTER ARMING». Резервный насос также начинает работать автоматически при возникновении определенных аварийных условий.

Потребителями резервной гидросистемы являются:

– реверс тяги двигателей;

– руль направления;

– предкрылки (только на выпуск).

Управление самолетом

Общие сведения

В основной системе управления используются традиционная штурвальная колонка, штурвал и педали, механически связанные с гидроусилителями (бустерами), которые управляют основными поверхностями управления самолётом: элеронами, рулём высоты и направления. Кроме этого к основному управления самолетом относится электрический переставной стабилизатор.


Примечание: Переставной стабилизатор необходимо отнести к основному управлению самолетом, а не вспомогательному управлению, так как он обеспечивает управление по углу атаки самолета, практически дублируя функции руля высоты.


Система основного управления самолётом снабжена дублирующими гидроприводами, работающими от гидросистем А и B. Любая из этих двух гидравлических систем может обеспечивать основное управление самолётом. При отказе гидросистем А и В, элероны и руль высоты могут управляться вручную, а руль направления может отклоняется с помощью резервной гидравлической системы.

К штурвалам, штурвальным колонкам и педалям необходимо прилагать усилия, пропорциональные аэродинамическим нагрузкам, возникающим на рулях и элеронах.

Вспомогательное управление самолётом (механизация крыла) включает в себя закрылки, предкрылки и спойлеры.

Управление по крену

Управление по крену осуществляется элеронами и спойлерами (элерон-интерцепторами), работающими в элеронном режиме.

При наличии гидроприводах элеронов поперечное управление работает следующим образом:

– вращение штурвалов (максимальный угол поворота – ±107,5 градусов) с помощью тросовой проводки передается на гидроприводы элеронов и далее на элероны;

– кроме элеронов, гидроприводы элеронов перемещают пружинную тягу, связанную с системой управления элерон-интерцепторов и таким образом приводят её в движение;

– движение пружинной тяги передается на устройство изменения передаточного отношения. Здесь управляющее перемещение уменьшается в зависимости от величины отклонения рукоятки управления спойлерами. Чем больше спойлеры отклоняются в полетном режиме, тем меньше передаточное отношение в проводке управления элерон-интерцепторами;

– далее перемещение передается на механизм управления элерон-интерцепторами, где оно суммируется с перемещением заданным рукояткой управления спойлерами в полетном режиме. На крыле с поднятым элероном спойлеры приподнимаются, на другом крыле – приопускаются. Таким образом, одновременно выполняются функции снижения самолета и поперечного управления по крену. Элерон-интерцепторы включаются в работу при повороте штурвала на угол более 10 градусов;

– также, вместе со всей системой, движется тросовая проводка от устройства изменения передаточного отношения до механизма связи штурвалов.

Механизм связи штурвалов соединяет правый штурвал с тросовой проводкой управления спойлеров при рассогласовании углов поворота штурвалов более 12 градусов.

На штурвале нанесены деления, позволяющие контролировать угол поворота.

Конструкция гидроприводов элеронов такова, что при отсутствии гидропитания они позволяют пилотам двигать тросовую проводку элеронов напрямую, используя корпус рулевого привода, как жесткую тягу. При этом в системе управления элеронами образуется зона нечувствительности (люфт) 3° по углу поворота штурвала. При повороте штурвала на угол более 12° придёт в движение тросовая проводка системы управления элерон-интерцепторами. Если при этом гидроприводы элерон-интерцепторов будут работать, то они будут работать в элероном режиме помогая элеронам.

Такая схема управления позволяет второму пилоту управлять самолётом по крену с помощью элерон-интерцепторов при заклинивании штурвала командира воздушного судна или тросовой проводки элеронов. При этом ему необходимо приложить усилие порядка 36—54 кг, чтобы преодолеть усилие предварительной затяжки пружины в механизме связи штурвалов, отклонить штурвал более 12° и тогда элерон-интерцепторы будут обеспечивать управление по крену при неподвижных элеронах.

При заклинивании правого штурвала или тросовой проводки элерон-интерцепторов левый пилот имеет возможность управлять элеронами, преодолевая усилие пружины в механизме связи штурвалов.

В случае заклинивания одного из элеронов на соответствующей качалке разрушается срезная заклёпка. Оставшийся элерон продолжает отклоняться нормально.

Гидропривод элеронов соединен тросовой проводкой с левым штурвалом через загрузочный механизм. Загружатель имитирует аэродинамическую нагрузку на элеронах, при работающем гидроприводе, а также смещает положение нулевых усилий при использовании механизма триммерного эффекта. Пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов можно только при отключенном автопилоте, поскольку автопилот управляет гидроприводом напрямую, и будет пересиливать любые перемещения загрузочного механизма. Зато в момент отключения автопилота эти усилия сразу же передадутся на проводку управления, что может привести к кренению самолета. Для управления механизмом триммерного эффекта на центральном пульте установлено сдвоенные переключатели переключателя. Один из них определяет сторону смещения нейтрали, а второй включает питание электродвигателя. Триммирование будет происходить только при одновременном нажатии на оба переключателя.

В случае полного отказа гидросистем, элероны могут управляться в безбустерном режиме. В этом случае управляющие усилия будут больше обычных, в следствие больших аэродинамических нагрузок на элеронах из-за их большой площади и скорости полета самолета.

Для уменьшения усилий на штурвале при безбустерном управлении элероны имеют сервокомпенсаторы и балансировочные панели.

Сервокомпенсатор кинематически связан с крылом и отклоняется в сторону противоположную отклонению элерона. Два шарнирных момента направленные в разные стороны вычитаются и усилия на штурвале уменьшаются.

Балансировочные панели представляют собой панели, соединяющие переднюю кромку элерона с задним лонжероном крыла с помощью шарнирных соединений.

При отклонении элерона, например, вниз – на нижней поверхности крыла в зоне элерона повышается давление воздуха, а на верхней – понижается. Этот перепад давления воздействует на балансировочную панель, уменьшая шарнирный момент элерона.

Элероны имеют разные (дифференцированные) углы отклонения: вверх – 20°, вниз – 15°. Это увеличивает лобовое сопротивление крыла с поднятым элероном и уменьшает разворачивающий момент самолета в сторону, противоположную крену, возникающего из-за разного лобового сопротивления крыльев при одинаковых углах отклонения элеронов вверх и вниз.


Приложение: Дифференцированные (разные) углы отклонения элеронов обеспечиваются за счет присоединения тяг элеронов к качалкам элеронов не под прямыми углами. В результате: при одинаковых перемещениях входных тяг углы поворота качалок элеронов и соответственно перемещение выходных тяг получаются разными на разных крыльях. При этом элерон, который отклоняется вверх, поворачивается на больший угол, чем элерон, который отклоняется вниз.



скачать книгу бесплатно

страницы: 1 2

Поделиться ссылкой на выделенное