Конструкция самолетов и вертолетов

ÊÎÍÑ ÒÐÓÊ ÖÈß ÑÀÌÎËÅ ÒÎÂ È ÂÅÐ TÎËÅ ÒÎÂ

Â.Ñ. ÊÐÈÂÖÎÂ, Â.Ñ. ÊÐÈÂÖÎÂ, Ë.À. ÌÀËÀØÅÍÊÎ, Ë.À. ÌÀËÀØÅÍÊÎ, Â.Ë. ÌÀËÀØÅÍÊÎ, Â.Ë. ÌÀËÀØÅÍÊÎ, Ñ.Â. ÒÐÓÁÀÅÂ Ñ.Â. ÒÐÓÁÀÅÂ

ÊÎÍÑÒÐÓÊ ÊÎÍÑÒÐÓÊ ÖÈßÖÈß ÑÀÌÎËÅÒÎÂ ÑÀÌÎËÅÒÎÂ È È ÂÅÐTÎËÅÒÎÂ ÂÅÐTÎËÅÒÎÂ

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ Институт инновационных технологий и содержания образования Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт»

В.С. Кривцов, Л.А. Малашенко, В.Л. Малашенко, С.В. Трубаев

КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ Утверждено Министерством образования и науки Украины в качестве учебника для студентов высших учебных заведений

Харьков «ХАИ» 2010

УДК 629.735.45.01 (075) Конструкция самолетов и вертолетов: – учебник / В.С. Кривцов, Л.А. Малашенко, В.Л. Малашенко, С.В Трубаев. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2010. - 366 c.

ISBN 978-966-662-212-2 Приведены сведения о летных характеристиках самолетов и вертолетов, изложены требования к конструкции, условия нагружения, работы и конструктивного исполнения элементов: обшивок, нервюр, лонжеронов, стрингеров, шпангоутов. Рассмотрены конструктивно-силовые схемы агрегатов: крыла, оперения, фюзеляжа, шасси, управления; изложены рекомендации по выбору КСС. Освещены вопросы конструирования элементов и сборных конструкций ЛА с учетом неизбежных технологических допусков на размеры элементов, механических свойств конструкционных материалов, изменчивости эксплуатационных нагрузок, несовершенств аэродинамических контуров. Описаны методы конструирования элементов минимальной массы, заданной надежности. Проанализированы методы вероятностно-статистической оптимизации, позволяющие снизить массу, повысить надежность, учесть случайные факторы. Для студентов вузов, обучающихся по направлению подготовки бакалавров, специалистов и магистров специальности «Технология самолетои вертолетостроения» направления «Авиаи ракетостроение», рекомендуется также других специальностей авиационного профиля. Ил. 286. Табл. 26. Библиогр.: 42 назв. Рецензенты:

д-р техн. наук, проф. В.Н. Король, д-р техн. наук, проф. С.А. Бычков, д-р техн. наук, проф. В.В. Буланов

Гриф присвоен Министерством образования и науки Украины (письмо № 1/11-6250 от 12.07.10) ISBN 978-966-662-212-2 © Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», 2010 г.

ОГЛАВЛЕНИЕ

1.

1.1.

1.2.

1.3.

1.4.

1.5 1.6.

1.7.

Основные обозначения и сокращения ПРЕДИСЛОВИЕ ………………………………………………... ВВЕДЕНИЕ ……………………………………………………… ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОНСТРУКЦИЯХ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ ………………………………………………….. Летные характеристики самолетов и вертолетов ……….. Уравнение баланса масс …………………………………….. Закон квадрата-куба и пути снижения массы конструкции Классификация самолетов и вертолетов…………………..

1.4.1. Классификация самолетов и вертолетов по назначению………………………………………………………

1.4.2. Классификация самолетов и вертолетов по конструктивным признакам……………………………………

1.4.3. Классификация самолетов по аэродинамической схеме……………………………………………………………... Основные этапы проектирования ЛА ………………………. Принципы и правила рационального конструирования в самолето- и вертолетостроении …………………………….

1.6.1. Принцип максимальной экономической эффективности …………………………………………………

1.6.2. Принцип минимума массы конструкции …………….

1.6.3. Принцип аэродинамического совершенства ………

1.6.4. Принцип технологического совершенства ………….

1.6.5. Принцип эксплуатационного совершенства ……….

1.6.6. Принцип обеспечения надежности и живучести …..

1.6.7. Экологические требования ……………………………

1.6.8. Взаимосвязь и противоречивость принципов и правил рационального конструирования …..……………… Сертификация авиационной техники и Авиационные правила ………………………………….……………………….

1.7.1. Правовые основы сертификации……………………..

1.7.2. Авиационные правила, используемые при сертификации АТ …………………………………………

1.7.3. Сертификация типа авиационной техники…………. Контрольные вопросы …………………………………………

3

10 11 12 13 13 14 16 17 17 19 23 27 28 29 30 35 38 39 40 43 44 44 45 46 55 56

2.

2.1.

2.2.

2.3.

2.4.

2.5.

2.6.

2.7.

2.8.

2.9.

2.10.

КОНСТРУКЦИИ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ…………………………………………………… Общие сведения о крыльях ………………………………….. Внешние формы крыльев……………………..………………

2.2.1. Формы крыльев при виде в плане …………………..

2.2.2. Форма крыла при виде спереди ……………………...

2.2.3. Формы поперечных сечений (профилей) крыла…… Конструктивно-силовые схемы крыльев …………………...

2.3.1. Нагрузки, действующие на крыло ……………………

2.3.2. Элементы конструкции крыла …………..……………

2.3.3. Лонжеронные крылья…………………...………………

2.3.4. Кессонные и моноблочные крылья……………..……

2.3.5. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла……….

2.3.6. Проектировочный расчет крыла……………………… Конструирование нервюр……………………………………...

2.4.1. Нормальные нервюры………………………………….

2.4.2. Усиленные нервюры……………………………………. Конструирование обшивок……………………………………. Конструирование стрингеров………………………..………. Лонжероны крыла…………………………………………..….

2.7.1. Балочные лонжероны……………………….…………

2.7.2. Конструирование лонжеронов………………..……… Панели крыла, фюзеляжа, оперения………………………..

2.8.1. Сборные панели и их проектирование………………

2.8.2. Монолитные панели и их проектирование………….

2.8.3. Многослойные (слоистые) панели……………………

2.8.4. Панели из композиционных материалов …………...

2.8.5. Выбор расстояния между нервюрами…………….… Особенности конструкции корневых частей стреловидных крыльев ………….…………………………….

2.9.1. Стреловидные крылья с переломом осей продольных элементов по бортовой нервюре…………….

2.9.2. Стреловидные крылья с внутренним подкосом (с главной балкой)………………………………………..………..

2.9.3. Характер расположения нервюр в стреловидных крыльях………………………………………………………...… Крылья обратной стреловидности…………………………...

4

57 57 58 58 61 63 64 64 66 67 70 71 75 78 79 80 82 84 86 86 90 93 95 97 100 103 104 105 107 108 109 110

2.11. Конструктивные особенности треугольных крыльев…….

2.12. Крылья изменяемой в полете стреловидности ………….

2.13. Поворотные крылья……………………………………...……..

2.13.1. Сочлененные крылья …………………………………

2.14. Соединения элементов конструкции………………………...

2.14.1. Разъемные соединения…………………..…………..

2.14.2. Неразъемные соединения………………………...….

2.15. Стыковые узлы агрегатов ….…………………………...…….

2.15.1. Точечные стыковые узлы крыла и агрегатов……..

2.15.2. Определение размеров проушины вильчатых стыковых узлов …………….…………………………………...

2.15.3. Контурные соединения кессонных и моноблочных крыльев и агрегатов……………………………………………

2.16. Аэроупругость………………………………………………..….

2.16.1. Дивергенция несущих поверхностей…………….…

2.16.2. Реверс органов управления………………………....

2.16.3. Флаттер……………………………………………….…

2.16.4. Бафтинг…………………………………………………..

2.16.5. Местная жесткость оболочек……………………...…

2.16.6. Перераспределение нагрузки по размаху…………

2.17. Элероны…………………………………………………………..

2.18. Средства механизации крыла…………………………...…… Контрольные вопросы …………………………………………

3. ОПЕРЕНИЕ САМОЛЕТА ………………………........………..

3.1. Назначение оперения ………………………………………….

3.2. Внешние формы и схемы оперения…………………...…….

3.3. Вертикальное оперение и его компоновка………………….

3.4. Горизонтальное оперение и его компоновка……………….

3.5. Конструктивные особенности оперения…………………….

3.6. Конструктивно-силовые схемы ЦПГО……………………….

3.7. Конструирование подвижных частей крыла и оперения…

3.8 Определение нагрузок, действующих на подвижные агрегаты и их элементы ………………………………………. Контрольные вопросы …………………………………………

4. КОНСТРУИРОВАНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ И СБОРНЫХ КОНСТРУКЦИЙ С УЧЕТОМ СЛУЧАЙНЫХ ФАКТОРОВ…

5

112 114 115 116 116 117 117 123 123 126 129 131 131 133 134 138 138 139 140 150 157 159 159 160 161 162 165 167 169 174 180 181

4.1. Вероятностные характеристики распределения толщин элементов, свойств материалов эксплуатационных нагрузок ………………………………………………………….

4.2. Вероятностные характеристики распределения НДС и несущей способности (НС) тонкостенных элементов ……

4.3. Надежность (вероятность безотказной работы) элементов и сборных конструкций ЛА ……………………...

4.4. Характеристики распределения НДС и НС сборных конструкций ……………………………………………………...

4.5. Вероятностно-статистическая оптимизация (ВСО) отсеков конструкции планера ЛА по надежности или массе ……………………………………………………………..

4.6 Вероятностно-статистическая оптимизация элементов конструкции ……………………………………………………...

4.7 Расчет технологических допусков на толщины элементов конструкции ЛА ……………………………………

4.8 Обоснование технологических допусков на размеры аэродинамических контуров агрегатов ЛА………………… Контрольные вопросы………………………………………….

5. КОНСТРУКЦИИ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ......................................................……………

5.1. Назначение фюзеляжей. Требования к ним……………….

5.2. Внешние формы и геометрические размеры фюзеляжей……………………………………………………….

5.3. Конструктивно-силовые схемы фюзеляжей………………..

5.3.1. Ферменные КСС фюзеляжей………………………….

5.3.2. Балочные КСС фюзеляжей…………………………….

5.3.3. Выбор констуктивно-силовой схемы фюзеляжа по критерию минимальной массы……………………………….

5.3.4. Стыки отсеков фюзеляжа ……………………………..

5.4. Конструирование фюзеляжей в зоне вырезов……………..

5.4.1. Малые вырезы……………………………………………

5.4.2. Большие вырезы…………………………………………

5.4.3. Конструирование отсеков фюзеляжа с большими вырезами и несиловой крышкой……………………………...

5.5. Шпангоуты………………………………………………………

5.5.1. Нормальные шпангоуты………………………………

6

181 184 186 188

189 193 196 200 205 206 206 206 207 208 209 212 214 214 214 215 215 218 218

5.6.

5.7.

5.8.

6.

6.1.

6.2.

6.3.

6.4.

6.5.

6.6.

6.7.

6.8.

6.9.

6.10.

6.11.

6.12.

7.

7.1.

7.2.

7.3.

7.4.

7.5.

7.6.

5.5.2. Усиленные шпангоуты…………………………………. Выбор форм и размеров рамных шпангоутов…………….. Герметизация гермокабин фюзеляжа……………………… Правило площадей и снижение коэффициента лобового сопротивления Сх0……………………………………………… Контрольные вопросы ………………………………………… ШАССИ…………………………………………………………… Назначение шасси и требования к ним…………………….. Компоновочные схемы шасси………………………………..

6.2.1. Трехопорная схема шасси с хвостовой опорой…….

6.2.2. Трехопорная схема шасси с передней опорой…….

6.2.3. Двухопорная компоновочная схема шасси…………

6.2.4. Многоопорное шасси…………………………………… Элементы конструкции опор шасси и их назначение…… Нагрузки на опоры шасси…………………………………….. Конструктивно-силовые схемы опор шасси самолетов и вертолетов……………………………………………………… Амортизаторы шасси………………………………………….. Опорные элементы…………………………………………….. Выбор силовой и кинематической схемы убирающегося шасси……………………………………………………………... Выбор колес шасси…………………………………………….. Выбор числа опор ……….…………………………………….. Конструирование элементов опор шасси………………….. Кинематические схемы выпуска и уборки опор шасси…... Контрольные вопросы ………………………………………… СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТАМИ И ВЕРТОЛЕТАМИ………………………………………………… Назначение систем управления и требования к ним……. Состав системы управления…………………………………. Командные посты системы управления…………................ Проводка системы управления………………………………. Приводы и специальные механизмы системы управления………………………………………………………. Конструирование элементов систем управления …..........

7.6.1. Кинематический расчет системы управления ……..

7.6.2. Конструирование качалок системы управления …..

7

220 221 224 226 228 229 229 230 230 232 234 235 235 236 237 239 242 243 245 246 247 248 250 251 251 251 252 253 255 257 257 259

8.

8.1.

8.2.

8.3.

9.

9.1.

9.2.

9.3.

9.4.

9.5.

9.6.

10.

10.1.

10.2.

10.3.

10.4.

11.

11.1.

11.2.

11.3.

11.4.

11.5.

11.6.

11.7.

7.6.3. Конструирование линейных авиационных элементов ………………………………………………………. Контрольные вопросы ………………………………………… КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ……………………….. Требования к конструкционным материалам …………….. Концепции выбора конструкционного материала ………... Краткая характеристика авиационных конструкционных материалов……………………………………………………… Контрольные вопросы ………………………………………… КОНСТРУИРОВАНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ, ИЗГОТАВЛИВАЕМЫХ РАЗЛИЧНЫМИ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИМИ ПРОЦЕССАМИ …………………………………………………. Конструирование деталей, изготавливаемых холодной штамповкой из листа………………………………………….. Конструирование элементов, изготавливаемых механической обработкой ……………………………………. Конструирование элементов, изготавливаемых горячей объемной штамповкой ……………………...………………… Конструирование деталей, изготавливаемых литьем ....... Конструирование сварных элементов……………………… Конструирование с учетом долговечности и ресурса ....... Контрольные вопросы ………………………………………… ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ…………………………………………. Основные характеристики воздушных винтов ………….... Винты изменяемого в полете шага (ВИШ)………………… Классификация воздушных винтов изменяемого в полете шага…………………………………………………….. Конструкции лопастей воздушных винтов………………… Контрольные вопросы ………………………………………… КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ВЕРТОЛЕТОВ…… Схемы вертолетов……………………………………………… Несущие винты вертолетов…………………………………... Лопасти несущих винтов……………………………………… Управление вертолетом………………………………………. Автомат перекоса……………………………………………… Трансмиссия вертолетов……………………………………… Особенности конструкции планера………………………….

8

260 266 267 267 267 270 273

273 273 275 276 278 278 280 283 284 284 285 286 288 289 290 290 291 294 296 297 298 300

Контрольные вопросы………………………………………….

12. СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ..

12.1. Типы авиационных двигателей……………………………….

12.2. Системы крепления двигателей……………………………..

12.3. Топливные системы……………………………………………

12.4. Масляные системы самолетов и вертолетов………………

12.5. Воздухозаборники самолетов и вертолетов……………….

12.5.1. Дозвуковые воздухозаборники………………………

12.5.2. Сверхзвуковые воздухозаборники………………….

12.6. Противопожарные системы самолетов и вертолетов……

12.7. Противообледенительные системы…………………………

12.8. Выхлопные системы газотурбинных двигателей………….

12.9. Системы запуска авиационных двигателей………………. Контрольные вопросы…………………………………………

13. ВЕСОВАЯ И ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ОЦЕНКА ПРОЕКТНЫХ И КОНСТРУКТОРСКИХ РЕШЕНИЙ………………………….

13.1. Коэффициенты роста взлетной массы……………………..

13.2. Оценка проектных и конструкторских решений…………… Контрольные вопросы …………………………………………

14. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ДОЗВУКОВЫХ МАГИСТРАЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ……………………………

14.1. Возможности улучшения топливной эффективности и себестоимости перевозок…………………………………….

14.2. Перспективы увеличения крейсерской скорости полета…

14.3. Дальнейшее увеличение пассажировместимости и массы…………………………………………………………….. Контрольные вопросы ………………………………………… Библиографический список…………………………………………….

9

300 301 301 302 306 316 330 331 335 340 342 344 348 351 353 353 355 356 357 358 361 361 362 363

Основные обозначения и сокращения Н m v L q g σ ε χ S λ η b f n δ d B α HB КСС ВИШ ПД РД ТРД ТВД СУ КМ ОШ ГШ ВШ

- потолок ЛА, надежность, строительная высота; - масса; - скорость полета ЛА; - дистанция полета ЛА; - погонная нагрузка; - ускорение силы тяжести; - нормальные напряжения; - касательные напряжения; - стреловидность; - площадь; - удлинение; - сужение; - хорда, ширина полки; - коэффициент безопасности; - коэффициент перегрузки; - толщина элемента; - диаметр; - колея шасси; - угол атаки; - несущий винт; - конструктивно-силовая схема; - винт изменяемого шага; - поршневой двигатель; - ракетный двигатель; - турбореактивный двигатель; - турбовинтовой двигатель; - силовая установка; - композиционный материал; - осевой шарнир; - горизонтальный шарнир; - вертикальный шарнир.

10

ПРЕДИСЛОВИЕ Дисциплина «Конструкция самолетов и вертолетов» является предметом учебного плана специальности «Технология самолето - и вертолетостроения» направления подготовки «Авиа и ракетостроение». Данный курс читается в Национальном аэрокосмическом университете им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт» с 1987 года для специальности «Самолеты и вертолеты», с 1995 г. - для специальности «Технология самолето - и вертолетостроения» в рамках направления подготовки «Инженерная механика», с 2004 г. - для направления «Авиа - и ракетостроение». К авиационным конструкциям предъявляются такие требования, как высокая прочность, производственная и эксплуатационная технологичность, высокий ресурс, безопасность эксплуатации, малый расход топлива за счет высокого аэродинамического качества, сокращенные сроки подготовки производства и выпуска изделий при минимальной стоимости и др. Чтобы при разработке конструкции удовлетворить всем этим часто противоречивым требованиям, конструктор и технолог должны обладать глубокими знаниями в области аэродинамики, материаловедения, технологии производства, прочности, конструирования, ряда других дисциплин и умением найти оптимальные решения поставленной задачи. Бурное развитие и совершенствование авиационной конкурентоспособной техники базируется на новейших достижениях науки и техники в области аэродинамики, создания и внедрения новых конструкционных материалов, оптимизации конструирования по критериям минимальной массы, заданной надежности и ресурса. Умение использовать эти достижения позволяет создавать и вводить в эксплуатацию новейшее оборудование, образцы авиационной техники в условиях жесточайшей конкуренции. Все это повышает требования к качеству подготовки авиационных специалистов. Учебник «Конструкция самолетов и вертолетов» предусматривает совершенствование подготовки специалистов в области конструирования и производства современных самолетов и вертолетов. В учебнике: - приводятся принципы и правила рационального конструирования в самолето - и вертолетостроении; - оценивается влияние неизбежных технологических допусков на геометрические размеры элементов конструкции, изменчивость механических свойств конструкционных материалов и 11

эксплутационных нагрузок на прочность, надежность, жесткость авиационных конструкций; - анализируется конструирование элементов и сборных тонкостенных конструкций заданной надежности; - рассматриваются методы оптимального конструирования по критерию минимальной массы сборных и монолитных панелей, лонжеронов, проушин вильчатых стыковых узлов крыльев и оперения, балочно-стрингерных отсеков фюзеляжа, шпангоутов; - представлены метод вероятностно-статистической оптимизации сборных авиационных конструкций по критериям надежности и массы, метод конструирования лонжерона заданного ресурса; - показан метод расчета технологических допусков на толщины элементов по критериям прочности, долговечности, предельных допусков на массу; - изложены положения Авиационных правил и вопросы сертификации авиационной техники; - содержатся особенности конструирования элементов, изготовленных при использовании различных технологических процессов: листовой и объемной штамповкой, механической обработкой, литьем, сваркой, пайкой, с учетом переменных и повторных нагрузок; - приведены характеристики основных конструкционных материалов и концепция их выбора. В сочетании с традиционными оценками достоинств и недостатков конструктивно-силовых схем крыла, оперения, шасси, управления, воздушных винтов, вертолетов, силовой установки и их элементов расширяются возможности использования тех или иных решений при разработке конструкций. ВВЕДЕНИЕ Авиастроение базируется на важнейших достижениях науки и техники. К конструкции самолетов и вертолетов предъявляются такие требования, как высокая прочность при минимальной массе, надежность и долговечность, достаточная жесткость, производственная и эксплуатационная технологичность, низкая стоимость. Чтобы при конструировании удовлетворить всем этим, часто противоречивым, требованиям, инженер должен обладать глубокими знаниями в области технологии производства, аэродинамики, прочности, материаловедения, а также современными методами конструирования.

12

Дисциплина «Конструкция самолетов и вертолетов» предназначена для подготовки авиационных специалистов, способных создавать конкурентную технику высокой эффективности. В процессе изучения данного курса будущие специалисты должны получить четкие знания о назначении, внешних формах и параметрах самолетов и вертолетов, об устройстве и назначении их агрегатов, систем силовой установки, их конструкции и конкретных примерах реализации таких конструкций.

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ 1.1. Летные характеристики самолетов и вертолетов Летно-технические характеристики (ЛТХ) самолетов и вертолетов определяют качество и эффективность их использования и включают в себя: Vmax – максимальную скорость полета, Vкрейс – крейсерскую скорость полета, L – дальность полета, Н – потолок, mпн – массу полезной нагрузки; взлетно-посадочные характеристики: Lразб – длину разбега перед взлетом, Lпроб – длину пробега после посадки, Lвпп – длину взлетно-посадочной полосы (ВПП), Vвзл – скорость взлета, Vпос – посадочную скорость, характеристики маневренности и др. Максимальная скорость полета Vmax – наибольшая скорость установившегося горизонтального полета при использовании полной мощности или тяги двигателей; крейсерская скорость Vкрейс – скорость полета, соответствующая максимальной дальности или максимальной продолжительности полета. Дальность полета L – наибольшее расстояние, которое самолет или вертолет может пролететь без пополнения запасов топлива. Радиус действия примерно равен половине дальности (полет с возвращением на свой аэродром). Потолок Н – предельная высота, на которую может подняться самолет или вертолет и совершать управляемый горизонтальный полет. Различают теоретический Нтеор, практический Нпр и динамический потолок Ндин. Теоретический потолок Нтеор соответствует высоте Н при Vу = 0. Самолет здесь неуправляем (рис. 1.1). Нпр при Vу = 0,5 м/с для самолетов с поршневыми двигателями (ПД) и 5 м/с для самолетов с реактивными двигателями (ГТД). Динамический потолок Ндин – высота, которая достигается за 13

счет использования кинетической преобразования ее в потенциальную.

энергии

самолета

и

– Скороподъемность Vу скорость вертикального набора высоты, которая характеризует время набора заданной высоты. Маневренность – способность за определенный промежуток времени изменять скорость, высоту, направление полета: разворот на 90 или 180° с минимальным радиусом, вираж, спираль, торможение, фигуры высшего пилотажа. Рис. 1.1. Теоретический Нтеор Взлетно-посадочные харак(Vу = 0) и практический Нпр теристики определяются Vвзл и (Vу = 0,5 м/с для самолетов с Vпос – взлетной и посадочной ПД и Vу = 5 м/с для реактивных скоростями, Lразб и Lпроб – самолетов) потолки дистанцией разбега при взлете и пробега после посадки, Lвпп – длиной взлетно-посадочной полосы аэродрома. Грузоподъемность mпн – масса грузов, пассажиров, экипажа, перевозимых самолетами и вертолетами, n – число пассажиров.

1.2. Уравнение баланса масс Взлетная масса самолета m0 может быть представлена в виде суммы m0 = mК + mСУ + mТ + mобор.упр + mЦН + mСН , (1.1) где mк – масса конструкции планера (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси); mобор.упр – масса оборудования и системы управления; mсу – масса силовой установки (двигателя и систем, которые его обслуживают); mт – масса топлива; mцн, mсн – масса целевой заданной и служебной нагрузок. Разделив левую и правую части на m0, получим

1 = m К + m СУ + m Т + m обор.упр + 14

mЦН + mСН m0

,

(1.2)

где

mобор.упр

mК = m К / m 0 ; = mобор.упр / m0

mСУ = m СУ / m 0 ; –

относительные

mТ = m Т / m 0 ;

массы

конструкции,

силовой установки, топлива и оборудования. Статистические данные по относительным массам конструкции, силовой установки, топлива и оборудования приведены в табл. 1.1. Таблица 1.1 Типы самолетов mТ m обор.упр mК m СУ Истребители

0,28–0,32 0,18–0,22 0,25–0,3 0,12–0,14 0,28–0,3 0,1–0,12 0,26–0,3 0,1–0,12 0,25–0,27 0,08–0,1 0,36–0,4 0,08–0,11 0,2–0,24 0,08–0,1 0,45–0,52 0,07–0,09

средние дальние Пассажирские сверхзвуковые Дозвуковые легкие 0,3–0,32 0,12–0,14 0,18–0,22 0,12–0,14 Мотопланеры 0,48–0,52 0,08–0,1 0,08–0,1 0,06–0,08 Из уравнения баланса масс вытекает следующее: 1. Уравнение существования самолета

mК + mСУ + mТ + mобор.упр ≤ 1 −

mЦН + mСН m0

.

(1.3)

Следовательно, массы агрегатов и общая взлетная масса взаимосвязаны. Любые изменения ЛТХ допустимы, если при этом удовлетворяется уравнение существования самолета, вертолета. Например, увеличение Vmax потребует увеличения массы СУ, т.е.

mСУ , что может быть обеспечено за счет уменьшения либо m Т (сокращается дальность и продолжительность полета), либо mЦН . Следовательно, количественные изменения одних ЛТХ обязательно связаны с изменениями других или приводят к изменению взлетной массы самолета.

2. Взлетная масса определяется по зависимости

m0 =

mЦН + mСН

1 − ( mК + mСУ + mТ + mобор.упр )

.

(1.4)

3. Снижение массы конструкции mК при m0=const позволяет улучшить ряд других характеристик самолета (вертолета) или снизить взлетную массу: – увеличить mСУ и повысить Vmax, Н, Vу; 15

– увеличить mТ и повысить L и продолжительность полета; – снизить m0 и стоимость производства и эксплуатации; – уменьшить расход топлива и стоимость эксплуатации. Пример. Для пассажирского самолета примем mцн+mсн = = mпн = 12 т (100 пасс.); m СУ = 0,1; m обор.упр = 0,1, m Т = 0,28: а) если m К =0,3, то m0=54,6 т; б) если mК =0,28, то m0=50 т. Снижение массы конструкции на 2% позволило снизить взлетную массу самолета на 9%.

1.3. Закон квадрата-куба и пути снижения массы конструкции Развитие авиационной техники, задачи транспортировки крупногабаритных народнохозяйственных грузов и боевой техники, повышение экономичности и производительности эксплуатации авиационной техники приводят к росту линейных размеров ЛА, к увеличению массы полезной нагрузки: у Ан-12 mпн=12 т, Ан-22 «Антей» – 80 т, Ан-124 «Руслан» – 150 т, Ан-225 – 250 т. Если при увеличении линейных размеров ЛА его основные ЛТХ не меняются, то закон квадрата–куба формулируем так: при увеличении линейных размеров ЛА его взлетная масса m0 растет пропорционально квадрату коэффициента линейного увеличения l, масса конструкции – пропорционально кубу этого коэффициента l, а относительная масса полезной нагрузки линейно уменьшается. Покажем это. Пусть исходный самолет (вертолет) имеет: m0, mк, mпн. При увеличении размеров новый ЛА будет иметь: m0 l, mк l, mпн l. Согласно закону m0l=l2m0, mк l= l3mк, а mпн l=mпн/l. Тогда mпн l = mпн l / m0 l = lmпн / l 2m0 = mпн / l ;

mкl = m кl / m 0l = l 3 m к / l 2 m 0 = l mк , т.е. mк растет в l раз. Однако за счет развития науки и техники этого нет: mк не только не растет, а даже снижается (рис. 1.2). Достигается это за счет: 1) применения в конструкции планера новых конструкционных материалов с более высокими удельными механическими характеристиками: композиционных материалов, металло– композитов, титановых и алюминиево–литиевых сплавов и др.; 16

2) оптимизации силовой конструкции (КСС панелей, секций, агрегатов), создания несиловой конструкции меньшей массы; 3) оптимизации аэродинамических форм ЛА, их схем, что позволяет без снижения ЛТХ уменьшить Сх, χ, λ и повысить c, что снижает mк . Рис. 1.2. Снижение mк по годам 4) совершенствования методов уменьшения аэродинамических нагрузок. Изучению этих задач и посвящен данный курс.

1.4. Классификация самолетов и вертолетов Многообразие типов ЛА по ЛТХ, их использование в гражданских и военных целях обусловили необходимость их классификации по различным признакам и назначению, аэродинамической схеме, конструктивным признакам. Рассмотрим их.

1.4.1. Классификация самолетов и вертолетов по назначению По назначению ЛА подразделяются на гражданские и военные. Гражданские ЛА предназначены для перевозки пассажиров, грузов, почты и др. Различают пассажирские, транспортные, учебные, специального назначения (с/х, пожарные и др.). Характеристики самолетов различного назначения, а также статистические данные гражданских самолетов и вертолетов приведены в табл. 1.2. Таблица 1.2 Тип и mцн или nпасс Vкр, км/ч L, км m 0, т обозначение Пассажирские самолеты – местных авиалиний: m0 ≈ 9 т, mцн+mсн ≈ 2 т или 8…20 пасс., Vкрейс ≈ 200…400 км/ч, L ≈ 500 … 1700 км Ан–2 (1947 г.)

5,5 1,5 т 190 530 … 900 Ан–28 (1984 г.)

6,5 18 пасс.

335 500 … 1400 Ан–38 (1995 г.)

8,8 27 пасс.

400 900 … 1450 17

Окончание табл. 1.2 Тип и m 0, т mцн или nпасс Vкр, км/ч L, км обозначение – магистральные а) ближние региональные: nпасс = 40 … 60 … 80, mпн= 3 … 4 т, L = 2000 … 3000 км Ан-24 (1959 г.)

21,8 52 450 2500 Ан-140 (1997 г.)

19,15 52 575 1200 … 3000 Ан-148 (2004 г.)

31 75 - 80 870 2800 … 11000 б) среднемагистральные: nпасс=100 … 300, L ≤ 4000 км Ан-10 (1957 г.)

54 44 … 80 630 1200 … 4000 Ил-86 206 350 950 3600 Ту-204 99,5 214 830 3500 … 7000 Ту-134(1962 г.)

47 84 850 1800 … 3200 в) дальние магистральные: nпасс=100…300, Vкр=900 км/ч, L≥4000 км Ил-96 216 300 850 9000 … 11000 Боинг-747 372 300 870 9000 Ил-62 165 198 900 8000 г) межконтинентальные: mпн ≤ 20 т, L ≥ 11000 км А-380 560 555 900 10400…14800 Боинг-777 230…300 400 945 13000 Боинг-747-400 365…413 416…500 900 11500…13500 Транспортные самолеты Ан-8 (1956 г.)

38 11 450 850 … 3400 Ан-12 (1957 г.)

61 20 550 3400 … 5800 Ан-26 (1964 г.)

24 5,5 435 770 … 2200 Ан-22 (1965 г.)

250 80 560 5000 … 9000 Ан-74 (1983 г.)

34,5 10 600 2700 … 4200 Ан-124 (1982 г.)

405 150 850 4800 … 12000 Ан-225 (1988 г.)

600 250 850 4500 … 14500 Ан-70 (1994 г.)

130 35 770 5500 … 7200 Вертолеты Ми-8 12 4 225 425 … 580 Ми-26Т 56 20 255 670 … 2000 Ми-34 1,35 0,24 180 305 1 2 3 4 5 Ми-28 11,2 3,64 270 460 Ка-26 3,25 0,9 130 465 Ка-32А 12,6 0,4 230 570 Ка-50 10,8 310 450 … 1200 Статистические характеристики военных самолетов приведены в табл. 1.3.

18

Таблица 1.3 Тип и обозначение

m0,т

mбн, т

Истребители МиГ-21 9 1,5 МиГ-29 15 4 Су-27 27/30 F-15 18/25 F-16 9,8 МиГ-25 36,7 Ту-128 43,7 Як-25 11,3 Су-37 34 МиГ-31 4,2 3 Бомбардировщики Су-17 14 4,5 Су-24 39,7 7,5 Су-25 17,6 3 Ту-22 84 … 98 12 Ту-22М 124 24 Стратегические бомбардировщики Ту-160 275 22,5 Разведывательные самолеты А-50 190 Ил-38 66 Су-32ФН 44,6 8 Палубные самолеты А-400 95 Як-38 11,7 Як-141 19,5

Vmax, км/ч

L, км

Н, м

2200 2450 М=2,35 2655 2100 3000 1910 1090 2500 3000

1100 2100 2400 1100

18000 18000 18000 21000

1200 2000 2100 3200 3300

24300 15600 14500 18000 20600

1850 1550 970 1550 2000

1400 2000 1250 4400 2200

18000 1100 1000 18000 14000

2200

24000

18000

600-800 685 1900

2000 8500 4000

10200 10000 17000

820 1050 1800

4100 680 1400

9700 15000 15000

1.4.2. Классификация самолетов и вертолетов по конструктивным признакам Самолеты и вертолеты различают по конструктивным признакам: – по количеству крыльев; – размещению монопланного крыла относительно фюзеляжа; – характеру крепления моноплана к фюзеляжу; – типу двигателей и их размещению на самолете и вертолете; – типу шасси и их компоновке; 19

– схемам уравновешивания реактивного момента несущего винта вертолета. По количеству крыльев различают бипланы и монопланы. Бипланы имеют два крыла – два плана: верхний и нижний (рис. 1.3).

Рис. 1.3. Биплан Достоинства бипланов: меньшая масса крыла за счет меньшего размаха консолей, планов (два плана вместо одного), наличие дополнительных опор планов, разгружающих их от изгибающих моментов. Недостаток: большое аэродинамическое сопротивление. Применяют бипланы для тихоходных самолетов. Моноплан имеет один план, состоящий из двух консолей – левой и правой. Его аэродинамическое сопротивление меньше, а масса – больше. Основная схема современных самолетов показана на рис. 1.4.

Рис. 1.4. Моноплан В подкосном моноплане (рис. 1.5) масса меньше, аэродинамическое сопротивление – больше. Применяется он для тихоходных самолетов (Ан-14).

Рис. 1.5. Подкосный моноплан 20

По размещению монопланного крыла относительно фюзеляжа различают низкоплан, среднеплан и высокоплан (рис. 1.6). Достоинства низкоплана: – за счет эффекта экрана (поверхности аэродрома) возрастает Yкр, снижается Vвзл,

Vпос;

– меньше высота опор шасси и их масса, упрощенная их уборка; – возможность размещения средств механизации на подфюзеляжной части крыла; – выше безопасность пассажиров и экипажа при аварийной посадке благодаря защите крылом; – выше плавучесть при аварийной посадке на водные Рис. 1.6. Варианты расположеакватории, что позволяет ния монопланного крыла отноэвакуировать пассажиров и сительно фюзеляжа: экипаж; а – низкоплан; б – среднеплан; – простота обслуживания в - высокоплан двигателей, расположенных на крыле. Недостатки: – значительно возрастает аэродинамическое сопротивление за счет интерференции (взаимного влияния крыла и фюзеляжа); – ухудшается обзор нижней полусферы; – в случае расположения двигателей на крыле необходимо защищать их от попадания в воздухозаборник посторонних предметов при движении по аэродрому; – при посадке с креном велика опасность касания двигателями поверхности аэродрома; – обеспечить отрицательное поперечное V затруднительно. Достоинства высокоплана: – меньшее сопротивление интерференции; – хороший обзор нижней полусферы для экипажа и пассажиров; – упрощенные погрузочно-разгрузочные работы транспортных самолетов; – упрощенная компоновка пассажирских салонов и грузовых отсеков внутри фюзеляжа; 21

– верхняя поверхность крыла, создающая подъемную силу, в районе фюзеляжа свободна. Недостатки: – сложность размещения и уборки опор шасси; – небольшая колея опорных элементов шасси, закрепленных на фюзеляже; – для защиты экипажа и пассажиров при аварийной посадке необходимо усиливать нижнюю часть фюзеляжа; – сложность обслуживания двигателей, размещенных на крыле. Высокоплан широко применяется на самолетах Ан и других. Среднеплан обладает наименьшим сопротивлением интерференции. Большинство военных самолетов имеют такую схему. Пассажирские и транспортные самолеты не могут иметь схему среднеплана, т.к. средняя часть крыла – центроплан, проходя в середине фюзеляжа, будет мешать созданию единых пассажирских или грузовых салонов и кабин. По типу двигатели разделяются на поршневые, газотурбинные, ракетные и др. По типу компоновочных схем шасси различают: – трехопорное с хвостовой опорой; – трехопорное с передней опорой; – двухопорное (велосипедного типа); – многоопорное. ЛА вертикального взлета и посадки могут осуществлять взлет и посадку без разбега. К ним относятся: 1. Вертолеты, но у них малая скорость полета.

2. Винтокрыл, который имеет несущие лопасти, как у вертолета, крыло, как у самолета. Скорость полета у винтокрыла выше, чем у вертолета, но ниже, чем у самолета.

3. Конвертоплан – самолет, у которого двигатели могут поворачиваться из горизонтального положения в вертикальное отдельно или вместе с крылом. Осуществить это сложно.

4. Реактивные самолеты вертикального взлета и посадки, у которых силовые установки комбинированные (включают подъемные и маршевые двигатели) или могут изменять направление вектора тяги за счет поворотных сопел.

5. Реактивные самолеты с усилителями тяги, когда выхлопные газы маршевого двигателя с помощью заслонок и каналов направляются к турбовентиляторным агрегатам (ТВА), создающим вертикальную тягу. Вектор тяги меняется заслонками и жалюзи в широком диапазоне. В горизонтальном полете подвод газов к ТВА перекрывается.

22

Трудности конвертопланов и самолетов вертикального взлета и посадки – обеспечение устойчивости и управляемости при посадке, взлете, висении, переходных режимах.

1.4.3. Классификация самолетов по аэродинамической схеме Эта классификация определяется количеством и взаимным расположением несущих поверхностей. По взаимному расположению крыла и горизонтального оперения различают такие схемы: – нормальная (классическая); – «утка»; – «бесхвостка»; – «летающее крыло»; – схема с передним и хвостовым ГО; – конвертируемая схема. В нормальной (классической) схеме ГО (рис. 1.7) расположено позади крыла. Большинство самолетов мира выполняется по этой схеме. Достоинства нормальной схемы: – крыло находится в чистом невозмущенном воздушном потоке и не затеняется оперением; – носовая часть фюзеляжа короткая и не создает дестабилизирующий момент относительно оси ОY по курсу, что позволяет уменьшить площадь вертикального оперения Sво и его массу; – улучшается для Рис. 1.7. Нормальная схема самолета экипажа обзор передней полусферы. Недостатки: 1. ГО находится в скошенном и возмущенном крылом потоке, что снижает его эффективность, вызывает необходимость повышения его площади и массы, а также вынос ГО из зоны возмущения вверх (на ВО) или вниз. Растет масса ВО и фюзеляжа.

2. Для обеспечения устойчивости полета самолета ГО должно создавать отрицательную подъемную силу, что снижает общую 23

подъемную силу самолета (Yс-та=Yкрыла-Yго), требует увеличения Sкрыла и его массы. Признак устойчивости – расположение центра давления (фокуса) позади центра массы самолета. В случае, когда ц.м. самолета оказывается позади фокуса, схема становится неустойчивой, но Yго тогда положительная. Такая схема может использоваться для маневренных самолетов (истребителей) с автоматической системой управления. Неустойчивая схема применяется редко. В схеме «утка» ГО расположено перед крылом, в носовой части фюзеляжа (рис. 1.8). Достоинства схемы «утка»: – ГО работает в невозмущенном потоке, что повышает его эффективность; – для обеспечения устойчивого полета ГО создает положительную подъемную силу, что позволяет уменьшить площадь Рис. 1.8. Схема «утка» крыла и массу; –в условиях срыва потока на ГО (αго>αкрит) самолет автоматически переходит на меньшие углы атаки, что предотвращает штопор; – с увеличением скорости полета фокус самолета смещается назад, но в меньшей степени, чем в классической схеме, что изменяет продольную статическую устойчивость незначительно, упрощая характеристики управляемости. Недостатки: – крыло находится в возмущенном позади ГО потоке, что снижает его эффективность; – при срыве потока на ГО вследствие перехода на α > αкрит самолет автоматически переходит на меньшие углы атаки и «проседает» вследствие уменьшения Yкр, что особенно опасно на режимах взлета и посадки из-за близости земли; – носовая часть фюзеляжа длинная для увеличения плеча ГО относительно ц.м., что увеличивает дестабилизирующий момент относительно оси ОУ, а также Sво и его массу; – ухудшается обзор нижней полусферы.

24

«Бесхвостка» не имеет ГО (рис. 1.9).

Рис. 1.9. «Бесхвостка» Достоинства схемы «бесхвостка»: – уменьшается лобовое аэродинамическое сопротивление самолета, снижается расход топлива; – увеличивается жесткость крыла на кручение за счет больших хорд, что улучшает характеристики аэроупругости (Vфл↑, Vд↑, Vр↑); – повышаются характеристики маневренности. Недостатки: – для поперечной и продольной управляемости и балансировки функции РВ передаются элеронам, которые называют элевонами, при их отклонении вверх, как РВ, подъемная сила крыла уменьшается; – совмещение органов управления относительно осей OX и OZ ухудшает характеристики управляемости самолета; – плечо элевонов относительно ц.м. мало, что ухудшает управляемость относительно оси OZ, требуется увеличение площади элевонов, растет их масса; – использование части средств механизации для балансировки самолета ухудшает его взлетно-посадочные характеристики. Схема «летающее крыло» не имеет фюзеляжа, экипаж, грузы, оборудование находятся в крыле. Снижаются аэродинамическое сопротивление, масса конструкции, однако ухудшаются устойчивость, управляемость. Эта схема применяется редко. Самолеты с ГО в хвостовой и носовой частях (рис. 1.10) фюзеляжа используют ГО также для управления подъемной силой самолета непосредственно. ГО совместно с закрылками крыла увеличивают подъемную силу, нос самолета поднимается, угол атаки крыла растет, хвостовое ГО для равновесия самолета создает также подъемную силу. Следовательно, происходит приращение 25

подъемной силы без поворота самолета относительно продольной оси OZ. Самолет при этом просто поднимается вверх без всяких поворотов относительно ц.м. и наоборот, улучшаются маневренность, ЛТХ. Эта схема применяется на маневренных самолетах. На самолетах конвертируемой схемы (рис. 1.11) ГО расположено впереди крыла и вы-полняет функции дестабилизатора. Он уменьшает или исключает смещение фокуса на сверхзвуке, улучшает маневренность, повышает дальность полета, уменьшает расход топлива. На Рис. 1.10. Самолет с двумя ГО дозвуке дестабилизатор убирается в фюзеляж или переводится в режим флюгера.

Рис. 1.11. Самолет конвертируемой схемы Схемы вертолетов определяются в основном способом уравновешивания реактивного крутящего момента несущего винта с механическим приводом. Различают: – одновинтовую схему вертолета с рулевым винтом, вынесенным на хвостовую балку (рис. 1.12), около 94% вертолетов имеют такую схему; 26

Рис. 1.12. Одновинтовая схема вертолета – двухвинтовую соосную схему, когда два соосных несущих винта на одной оси вращаются в противоположные стороны (рис.1.13,а); – двухвинтовую продольную или поперечную схему с несущими винтами, оси которых разнеесены в продольном или поперечном направлении, установа лены на фюзеляже (рис. 1.13,б) или на крыльях и вращаются в противоположные стороны. Винтокрылы, вертолеты–самолеты и б компрессорные несуРис. 1.13. Двухвинтовые схемы щие винты распространения не получили.

1.5. Основные этапы проектирования ЛА 1. Этап внешнего проектирования преду-сматривает выработку требований к ЛА совместно заказчиком и ОКБ. Прогнозируются ЛТХ будущего ЛА, обосновываются ТТТ.

2. Этап разра-ботки технического предложения (аванпроекта). По заданным ТТТ проводится выбор аэродинамической схемы, аэродинамической компоновки, определяются его m0, размеры, состав оборудования и полезной нагрузки, разрабатываются 27

предварительные конструктивно–силовые схемы агрегатов, их технологическое членение, выбирается конструкционный материал. На этом этапе подтверждается возможность выполнения заданных ТТТ или обосновывается необходимость их корректировки.

3. Этап эскизного проектирования предусматривает следующее: – углубленно прорабатывается техническое предложение; – обосновываются ТТТ и ЛТХ; – проводятся широкие экспериментальные продувки моделей, статические испытания новых типов конструкций, теоретические исследования; – глубоко прорабатываются компоновка ЛА, КСС агрегатов, технологические, конструктивные и эксплуатационные разъемы; – выполняются подробные теоретические расчеты взлетной массы, геометрических размеров агрегатов, проектировочные расчеты элементов.

4. Этап рабочего проектирования включает разработку: – комплекта рабочих чертежей на все агрегаты и элементы; – комплекта технической документации для изготовления и сборки агрегатов, монтажа гидросистем, электропроводки, руководств по эксплуатации и т.д.

1.6. Принципы и правила рационального конструирования в самолето- и вертолетостроении Оптимизация проектно-конструкторских решений осуществляется с учетом требований, предъявляемых к конструкции конструктивно-прочностных, планера (аэродинамических, производственно-экономических и др.) НЛГС – основная задача проектирования конструкций. Эта задача постоянно совершенствуется, развивается, исследуется и заслуживает пристального внимания. Вместе с тем имеют место очевидные принципы и правила рационального конструирования, облегчающие решение основной задачи. Это – азбука конструирования, реализация которых полезна на начальном этапе проектноконструкторских решений. правила рационального конструирования Принципы и целесообразно классифицировать по группам, удовлетворяющим требованиям: 1) максимальной экономической эффективности; 2) минимума массы; 3) аэродинамического совершенства; 4) производственно-технологического совершенства; 5) эксплуатационного совершенства; 28

6) надежности и живучести. Эти принципы помогают создать рациональную, приближающуюся к оптимальной конструкцию, которая удовлетворяет требованиям к агрегатам, облегчает труд конструктора, сокращает число вариантов расчетов. Рассмотрим примеры реализации этих принципов и правил.

1.6.1. Принцип максимальной экономической эффективности Это основополагающий принцип при рассмотрении любых проектов, когда анализируются два вопроса: «что это дает» и «сколько это стоит». Рассмотрим некоторые правила реализации этого принципа.

1. Правило максимальной преемственности конструкции, т.е. применение в новых ЛА отдельных узлов и даже целых агрегатов, зарекомендовавших себя в эксплуатации: Ан-24 → Ан-26, 30, 32; Ту16 → Ту-104; Ан-72 и Ан-74 и т.д., а также широкое применение нормализованных и стандартизованных деталей и узлов.

2. Правило минимальной стоимости проектирования. Проектирование включает два этапа: 1) проектирование опытного образца на этапе эскизного проекта и 2) «доконструирование» и доводка изделия на основе опыта эксплуатации. Второй этап – наиболее дорогой и трудоемкий: серийному заводу изменять конструкцию трудно, это «лихорадит» производство, заставляет снимать ЛА с эксплуатации для доработки. Более рационально проводить изыскания на первом этапе за счет расширения объема аэродинамических, прочностных, стендовых исследований. Такой путь требует больших затрат для ОКБ, но общие затраты на создание самолета или вертолета сокращаются.

3. Правило минимума затрат в серийном производстве достигается за счет: а) уменьшения объема ручной клепки; б) панелирования конструкции, членения; в) повышения качества чертежей, передаваемых в производство.

4. Правило минимума затрат в эксплуатации: – увеличения межремонтных периодов самолетов и вертолетов; – удовлетворения эксплуатационным требованиям (наличие люков, съемных панелей); – повышения коррозионной стойкости; – простоты ремонта; – снижения расходов топлива путем снижения массы конструкции (1% массы конструкции эквивалентен снижению расхода топлива на 0,5…0,8%).

29

5. Правило совершенствования аэродинамики (снижение Сх на 1 % приводит к снижению расхода топлива на 1 %), двигателей, силовой установки. Пути: – использование суперкритических профилей, эффекта Коанда; – ламинаризация и турбулизация потоков; – установка зализов, обтекателей; – оптимизация аэродинамических форм агрегатов; – увеличение c , λ, к (сейчас λ≅10, а надо 12, к=8…9 →12….18); – использование винтовентиляторных двигателей; – применение ЭДСУ, микропроцессоров, статически неустойчивой системы управления.

1.6.2. Принцип минимума массы конструкции Правила реализации этого принципа проще, доступнее по сравнению с первым, они близки к экономическим. Конструирование новых ЛА должно обеспечивать минимальную массу конструкции за счет использования современных КСС агрегатов, высокопрочных материалов, совершенных методов проектирования и производства, правильного выбора нагрузок, обеспечения высокой надежности и безопасной эксплуатации. Правила реализации этих требований: 1. Необходимо проанализировать, возможно ли передать функции данного элемента или агрегата другим.

2. Правильный выбор расчетных нагрузок: – тщательно исследовать условия эксплуатации; – учитывать не только статическую, но и усталостную прочность; – создавать конструкцию с минимальными массовыми издержками и доводить ее до расчетной после статических, усталостных испытаний усилением слабых мест; – рационально выбирать значения коэффициентов безопасности и перегрузку; – использовать активные системы снижения нагрузок.

3. Правило совмещения функций: узлы, детали, агрегаты должны выполнять несколько функций: – желательно, чтобы обшивка воспринимала все виды нагрузок Мизг, Мкр, Q; – кессон крыла одновременно должен служить баком для топлива; – швартовые и подъемные узлы целесообразно совмещать; 30

– стойка шасси часто может использоваться как баллон для сжатого воздуха; – броню желательно включать в силовую схему агрегата; – рациональное размещение топлива, грузов, двигателей в крыле, что позволяет уменьшить значения изгибающего момента и перерезывающей силы в сечениях крыла (рис. 1.14);

Рис. 1.14. Разгрузка крыла от действия массы топлива и двигателей – рациональный порядок выработки топлива (рис. 1.14): для уменьшения значения изгибающего момента и перерезывающей силы в сечениях крыла целесообразно вырабатывать топливо из бака 1, затем – из бака 2, и в последнюю очередь – из бака 3; – передача нагрузки по кратчайшему расстоянию (рис. 1.15); – передача нагрузки без эксцентриситета (рис. 1.16); – предпочтительность деформации; необходимо Рис. 1.15. Передача воздушной нагрузки от крыла на фюзеляж по настремиться, чтобы элеклонным лонжеронам (а), по кратменты работали на чайшему расстоянию (б) растяжение (рис. 1.17).

31

Рис. 1.16. Передача усилий без эксцентриситета (а, в) и с эксцентриситетом в передаче нагрузки (б, г) Сравним по массе элементы, работающие в условиях растяжения и сжатия (рис. 1.17, а, б). Массы элементов, параметры которых определены из условия прочности под действием силы N , запишем как mp = ρF l = =l ρ N σв ; mсж = ρF l = l ρ N σкр . Так как

σв > σкр , то mp < mсж . Таким образом, легче по массе будут элементы, которые нагружены растяжением (рис. 1.17, в, е), чем элементы, нагруженные сжатием (рис. 1.17, г, ж).

Рис. 1.17. Деформации растяжения, предпочтительные по массе 4. Правило соответствия элементов нагрузке (рис. 1.18).

формы

32

поперечного

сечения

Рис. 1.18. Соответствие формы поперечного сечения нагрузке Рассмотрим наиболее распространенные виды нагружения. В случае растяжения несущая способность элемента определяется пределом прочности материала σв и форма поперечного сечения не влияет на его несущую способность и массу, влияет только площадь. Может быть использована любая форма, однако технологичнее будут простые формы (рис. 1.18, а, б). В случае сжатия несущая способность элемента определяется критическими напряжениями общей и местной потерь устойчивости. Для повышения общей устойчивости необходимо выбирать форму поперечного сечения с максимальным радиусом инерции. При одинаковой площади поперечное сечение (рис. 1.18, в) предпочтительнее, чем сплошное (рис. 1.18, а, б). Местная устойчивость будет выше у замкнутых профилей или бульбоугольников (рис. 1.18, д, е), чем у простых открытых форм сечения (рис. 1.18, г). При изгибе, для повышения момента сопротивления сечения, необходимо максимально разнести материал от нейтральной оси (рис. 1.18, ж). Кручение целесообразно воспринимать тонкостенным замкнутым контуром как можно большей площади (рис. 1.18, в).

5. Правило равенства разрушающих напряжений, действующих во всех поперечных сечениях элемента: – балка равного сопротивления (рис. 1.19, б): изменение момента инерции сечения по размаху балки должно соответствовать изменению изгибающего момента; у балки постоянного поперечного сечения максимальные напряжения в сечении А-А выше, чем в сечении Б-Б (рис. 1.19, а), материал в сечении Б-Б недогружен; для балки равного сопротивления (рис. 1.19, б) максимальные напряжения во всех сечениях одинаковы; 33

Рис. 1.19. Балка постоянного поперечного сечения и балка равного сопротивления – утолщение обшивки в районе отверстия; при выполнении отверстия в силовом элементе уменьшается площадь его поперечного сечения (рис. 1.20,а); для компенсации ослабления необходимо увеличить толщину в зоне отверстия (рис. 1.20,б);

Рис. 1.20. Утолщение обшивки в зоне концентрации напряжений – рассредоточение концентраторов напряжений: при необходимости расположить два отверстия их необходимо располагать не в одном сечении силового элемента (рис. 1.21, а), а разнести по длине силового элемента (рис. 1.21, б);

Рис. 1.21. Разнос концентраторов напряжений – равенство критических напряжений общей и местной форм потери устойчивости (рис. 1.22), что снижает массу конструкции: σкр о =σкр м;

σкр о =

Сπ 2Е (l / i)

; i2 = 2

0,9kE I ; σкр м = .

2 F (b / δ)

34

6. Правило монолитности Монолитные конструкции легче сборных, но дороже (рис. 1.23).

7. Культура конструирования: – обшивку и профиль желательно обрабатывать на станках с ЧПУ;

Рис. 1.22. Обеспечение равенства σкр о=σкр м

Рис. 1.23. Сравнение по массе сборных (а) и монолитных (б) конструкций – использовать отверстия облегчения; – болты желательно заменять заклепками; – не допускать выхода болтов из гаек больше чем на 1,5 шага резьбы; – уменьшать количество соединений.

1.6.3. Принцип аэродинамического совершенства Внешние формы и обводы самолета и вертолета, их геометрические размеры должны выбираться такими, чтобы вредное аэродинамическое сопротивление было минимальным - Сx min, исключался бы срыв потока с обтекаемых поверхностей, К=Су/Сх было максимальным, аэродинамическое качество устойчивость была бы достаточной и управляемость – хорошей, обеспечивались бы высокие ЛТХ: Vmax, Нmax, Lmax, Vвзл. min, V пос. min и т.д., было бы минимальным повышение температуры вследствие аэродинамического нагрева. Правила реализации этого принципа: 1. Правило наивыгоднейшей аэродинамической компоновки самолета и вертолета: – тщательно анализируются возможные аэродинамические схемы (нормальная классическая, схема «утка» и др.) и выбирается рациональная; 35

– исследуются и анализируются формы агрегатов. Определяющим условием являются аэродинамические продувки разных схем, моделей и форм.

2. Правило минимума показателя аэродинамического совершенства формы (СхSкр)min. Снижение СхSкр улучшает ЛТХ самолета и вертолета, повышает дальность L, потолок Н, Vmax, маневренность и т.д. Это правило реализуется по направлениям: – создание конструкции с минимумом миделевого сечения Sм; на рис. 1.24 сечение А-А является миделевым сечением; расположение в этом сечении блистера увеличивает площадь миделя и, как следствие, снижает аэродинамические характеристики самолета (рис. 1.24, а); расположение блистера в другом сечении (рис. 1.24, б) площадь миделевого сечения не увеличивает; – в воздушный поток не должна выступать ни одна лишняя деталь; – обеспечение высокой гладкости поверхности (применение слоистых и монолитных панелей); – устранение паразитических перетеканий и срывов воздушных потоков; – уменьшение зазоров между крылом, стабили-затором, килем Рис. 1.24. Конструкции с большим (а) и и руля-ми, элеронами; меньшим (б) миделями – установка аэродинамических гребней, использование запилов, турбулизаторов потока.

3. Правило энергетического совершенства аэродинамики самолета: – управление пограничным слоем (сдув или отсос пограничного слоя); – использование эффекта обдува струями потока от воздушного винта крыла самолета, что приводит к увеличению скорости обтекания и, как следствие, увеличению несущих свойств (рис. 1.25); 36

Рис. 1.25. Обдув крыла – использование эффекта Коанда; – использование струйной механизации (реактивный закрылок и др.).

4. Правило обеспечения минимальной интерференции: – отсутствие срывов потока в местах стыков агрегатов; – использование «правила площадей» - поджатие фюзеляжа в районе крыла, оперения и обеспечение удобообтекаемого тела в системе «крыло + фюзеляж» при околозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета.

5. Уменьшение сопротивления трения: – шлифовка и полировка смачиваемой поверхности; – отсутствие вмятин, пузырей на поверхности агрегатов; – исключение выступания головок заклепок и болтов в поток.

6. Правило минимального смещения фокуса при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости полета самолета: – установка дестабилизаторов в носовой части фюзеляжа; – выполнение наплывов в зоне стыка крыла с фюзеляжем.

7. Правило обеспечения достаточной жесткости конструкции для сохранения заданных контуров агрегатов под нагрузкой: – обеспечение условия Vдив, Vрев, Vфл > 1,25…1,3 Vmax за счет достаточной жесткости несущих поверхностей; – обеспечение жесткости крыла и оперения при изгибе и кручении.

8. Перспективы снижения аэродинамического сопротивления за счет: 37

– ламинаризации пограничного слоя – Сх уменьшается на 20…25%; – турбулизации воздушного потока – снижается Сх фюзеляжа на 25…30%; – использования суперкритических профилей; – управления вихреобразованием.

1.6.4. Принцип технологического совершенства Конструкции современных ЛА должны предусматривать сокращение сроков проектирования, подготовки производства и выпуска изделий, минимальную трудоемкость изготовления ЛА, минимальный расход материала при условии минимума затрат и стоимости. Примеры реализации этого принципа: 1. Не назначать чрезмерную точность изготовления деталей.

2. Широкое применение нормализованных и стандартизованных деталей и узлов.

3. Придание деталям наиболее простых форм, допускающих применение высокопроизводительных технологических процессов (прессование, клепка, штамповка, точное литье, сварка и т.д.).

4. Выбор рациональных технологических допусков и классов чистоты обрабатываемых поверхностей на основе строго обоснованных технических соображений.

5. Правильный выбор конструкционных материалов с учетом их технологических свойств и стоимости.

6. Членение конструкции на отдельные агрегаты, секции и панели (рис. 1.26), что позволяет: – разделить труд при проектировании и сократить сроки проектирования; – сократить производственный цикл за счет параллельного изготовления отдельных частей ЛА; – повысить производительность труда за счет узкой специализации рабочих и путем создания лучших условий труда; – создать специализированные цехи и заводы; – облегчить транспортировку; – улучшить условия эксплуатации и ремонта при повреждении отдельных узлов.

38

Рис. 1.26. Схема членения транспортного самолета с агрегатами из КМ 7. Применение открытых малок, легко обрабатываемых материалов, рациональных способов сборки, цельноштампованных, литых, монолитных деталей.

1.6.5. Принцип эксплуатационного совершенства Предусматривает безопасность проведения полетов, простоту обслуживания самолетов и вертолетов с наименьшими затратами, возможность эксплуатации в различных климатических условиях под открытым небом, минимальный расход топлива. Правила реализации этого принципа: 1. Удобство монтажа и демонтажа оборудования и агрегатов: – наличие смотровых и монтажных разъемов, люков для ремонта и замены оборудования, контроля состояния конструкции; – при расстыковке – сохранение регулировки проводки управления, расположения трубопроводов, электропроводки; – жесткость стыкуемых элементов.

2. Удобство обслуживания за счет: 39

– конструкций горловины для заправки топлива, которая исключает его попадание внутрь при проливе; – установки оборудования на легкосъемных панелях; – наличия оборудования для механизации погрузочноразгрузочных работ в транспортных самолетах; – наличия приспособлений для удобного входа и выхода пассажиров, экипажа (подножки, ручки, трапы); – наличия смотровых люков, регулирования высоты опор шасси.

3. Возможность эксплуатации в различных климатических условиях за счет: – высокой коррозионной стойкости материалов; – применения открытых, а не закрытых профилей, где может скапливаться влага; – нанесения антикоррозионных и защитных покрытий; – отсутствия контакта алюминиевых сплавов с медью и сплавами с никелем, оловом, свинцом и т.д.

4. Требования ремонтопригодности: – взаимозаменяемость деталей, узлов, агрегатов; – удобство ремонта; – отсутствие люфтов, требующих регулирования в процессе эксплуатации; – возможность транспортировки по шоссейным, железным или грунтовым дорогам.

5. Обеспечение экономии топлива за счет снижения аэродинамического сопротивления C x и массы конструкции mк (1% снижения C x экономит 1% топлива, 1% снижения mк – 0,8% топлива).

1.6.6. Принцип обеспечения надежности и живучести Ресурс ЛА должен быть доведен до 80…100 тыс. взлетовпосадок. Надежность и живучесть должны обеспечивать безопасность их эксплуатации на весь период срока службы. Полеты ЛА должны исключать неблагоприятное влияние на окружающую среду. Правила реализации этого принципа: 1. Правило выбора рационального конструкционного материала. Отдается предпочтение тем материалам, у которых наиболее высокие характеристики удельной усталостной прочности. Наиболее высокие характеристики удельной усталостной прочности имеют титановые сплавы, легированные стали, углепластики, алюминиевомедные и алюминиево-литиевые сплавы (сплавы типа Д16АТ, 1163Т, 40

1420), которые применяют для изготовления силовых элементов, находящихся в условиях преимущественного растяжения (рис. 1.27).

2. Рациональная организация НДС элементов: а) уменьшение уровня действующих напряжений за счет роста массы, путь малоэф- Рис. 1.27. Сравнение кривых усталости фективный по массе; разных материалов б) уменьшение действующих растягивающих напряжений за счет специальной организации сжимающих, усталостная прочность при этом резко повышается. Широко используется в шарнирно-болтовых соединениях (рис. 1.28);

Рис. 1.28. Рациональная организация НДС в) применение радиального натяга – dб>dотв; натяг d − dотв Δ= б 100% составляет 0,6 – 1,2%. При отсутствии натяга dотв напряжения в точке А меняют знак, что обуславливает низкое значение усталостной долговечности (рис. 1.29,а).

Рис. 1.29. Изменение знака напряжений у отверстия при переменных нагрузках При наличии радиального натяга в точке А напряжения знак не меняют (рис. 1.29,б) – усталостная долговечность повышается в 5…10 раз и более; 41

г) уменьшение концентрации напряжений – геометрической (рис.1.30,а), конструктивной( рис.1.30,б) и контактной (рис. 1.30,в);

Рис. 1.30. Уменьшение концентрации напряжений д) рассредоточение концентраторов (на самолете Ан-10А стыки стрингеров центроплана были в одной плоскости) (рис.1.31,а);

Рис. 1.31. Рассредоточение зон концентрации напряжений е) перенос концентраторов в зоны σmin, или в зону небольших напряжений, или в зону преимущественно сжимающих напряжений, лучше – в нейтральную зону; ж) применение повышенного усилия стяжки пакета срезного соединения.

3. Снижение интенсивности фреттинг-коррозии в местах контактирующих металлических поверхностей при наличии взаимных микроперемещений. Меры борьбы: – установка неметаллических прокладок, заполнителей между сопрягаемыми поверхностями; – применение покрытий, смазок, лакокрасочных покрытий.

4. Правило пластических деформаций. Пластическое деформирование поверхностного слоя ликвидирует дефекты (риски, царапины) и повышает усталостную прочность. Достигается дробеструйной обработкой, обкаткой роликами, чеканкой, дорнованием, применением заклепок с компенсаторами, клепкой стержнями (при клепке возникает пластическая деформация на поверхности отверстия крепежного элемента).

5. Правило максимальной живучести (безопасного повреждения). Это способность продолжать выполнять свои функции 42

в течение определенного срока после получения повреждения или разрушения отдельных элементов. Пути достижения: – множественность путей передачи нагрузки; – использование статически неопределимых систем (рис. 1.32); – дублирование и резервирование.

6. Правило «слабого звена» (рис. 1.33). Силовые элементы, имеющие наилучший доступ для осмотра, должны выполняться как «слабое звено», т.е. меньшими по толщине, в них ожидается наиболее раннее возникновение усталостных трещин. В скрытых элементах уровень напряжений необходимо уменьшить.

Рис. 1.32. Пример статически неопределимой системы

Рис. 1.33. Использование правила «слабого звена»

6. Правило применения ограничителей распространения усталостных трещин (стопперов): – титановые ленты, приклеенные на монолитных панелях крыла или фюзеляжа, между нервюрами или шпангоутами; трещина доходит до ленты и «застревает» в клее, в результате скорость ее развития замедляется; – использование сборных конструкций (ограничителями роста трещин являются сами элементы конструкции); – членение монолитных конструкций на секции; на самолете Ан-124 «Руслан» монолитные верхние и нижние панели крыла имеют по 11 секций, трещина развивается поперек панели и повреждает только одну секцию.

1.6.7. Экологические требования Реализация этих требований – уменьшение неблагоприятного влияния ЛА на окружающую среду. Такая задача обеспечивается: – снижением шума; – снижением уровня эмиссии (вредных выбросов в атмосферу); – переходом на сверхзвук на больших высотах.

43

1.6.8. Взаимосвязь и противоречивость принципов и правил рационального конструирования Принципы и правила конструирования самолетов и вертолетов взаимосвязаны. Например, принцип минимальной массы конструкции находит свое отражение при рассмотрении всех остальных принципов и правил. Снижение силы лобового сопротивления на 1 даН для тяжелого дозвукового самолета эквивалентно снижению массы конструкции на 4 … 6 кг. Снижение лобового сопротивления и массы конструкции существенно снижает расход топлива, взлетную массу, стоимость производства и эксплуатации. Вместе с тем принципы и правила в ряде случаев противоречивы: – правило снижения уровня действующих напряжений, направленное на повышение ресурса и надежности АТ, противоречит принципу минимальной массы конструкции, так как его реализация связана с ростом массы конструкции; – правила монолитности и создания сборных конструкций исключают друг друга при сравнении их массы; – правило членения конструкции на отдельные отсеки, узлы и панели связано с увеличением массы конструкции и противоречит правилу уменьшения количества соединений; – повышение точности обработки деталей снижает массу конструкции, но увеличивает трудоемкость и стоимость производства технологического (противоречит реализации принципов совершенства). Поэтому невозможно создать конструкцию, которая одновременно удовлетворяла бы всем принципам и правилам конструирования в равной мере. Всегда приходится одним из них удовлетворять в большей мере, другим – в меньшей. От правильности решения этой задачи зависит эффективность нового ЛА. В рациональной конструкции находят отражение все принципы и правила. Предлагаемый курс «Конструкция самолетов и вертолетов» облегчит задачу создания конструкции, удовлетворяющей всем принципам и правилам.

1.7. Сертификация авиационной техники и Авиационные правила Сертификация — деятельность по подтверждению соответствия объекта сертификации установленным требованиям. Под авиационной техникой (AT) понимаются гражданские воздушные суда и их компоненты: авиационные двигатели, воздушные винты и комплектующие изделия — механизмы, приборы, 44

оборудование, используемые для осуществления полета воздушных судов. Необходимо иметь в виду, что обязательной сертификации подлежат: юридические лица — разработчики и изготовители воздушных судов и другой авиационной техники; авиационные предприятия, осуществляющие и обеспечивающие воздушные перевозки и авиационные работы; юридические лица, осуществляющие техническое обслуживание и ремонт авиационной техники; аэродромы, аэропорты; образовательные учреждения, осуществляющие подготовку специалистов соответствующего уровня согласно перечням должностей авиационного персонала; воздушные суда, авиационные двигатели, воздушные винты, авиационное и наземное оборудование и другие объекты, а также юридические лица, деятельность которых непосредственно связана с обеспечением безопасности полетов воздушных судов и авиационной безопасностью. Сертификация авиационной техники является частью системы обеспечения безопасности полетов в гражданской авиации и направлена на обеспечение допуска в эксплуатацию гражданской авиационной техники, соответствующей государственным требованиям к летной годности и охране окружающей среды. Соответствие объекта сертификации установленным требованиям удостоверяется документом, выдаваемым специально уполномоченным органом, на который возложена обязательная сертификация авиационной техники гражданского назначения.

1.7.1. Правовые основы сертификации Правовые основы сертификации в Украине устанавливаются Воздушным кодексом. Воздушный кодекс Украины содержит определение воздушного законодательства, в соответствии с которым к воздушному законодательству относятся законы, указы президента, постановления правительства, правила использования воздушного пространства, Авиационные правила, а также принимаемые в соответствии с ними иные нормативные правовые акты правительства. Сертификация осуществляется специально уполномоченными органами, под которыми понимаются органы исполнительной власти, а также органы, которым законом, указом Президента или постановлением правительства предоставлены полномочия органа исполнительной власти в соответствующей области деятельности и на которые возложена ответственность этого органа.

45

Совместным решением Межгосударственного соглашения о гражданской авиации от 1991 года разработка норм летной годности и правил сертификации авиационной техники, а также проведение сертификации типа авиационной техники, ее производства и первоначальное одобрение летной годности экземпляров авиационной техники с выдачей сертификатов, свидетельств и эквивалентных им документов поручены Межгосударственному авиационному комитету, в котором эти функции выполняются одним из его структурных подразделений — Авиарегистром МАК (АР МАК). МАК является постоянно действующим исполнительным органом, уполномоченным осуществлять практическую реализацию Межгосударственного соглашения о гражданской авиации и об использовании воздушного пространства (Соглашение), принятого в декабре 1991 г. в Минске. В соответствии с Соглашением подписавшие его государства (Азербайджан, Армения, Беларусь, Грузия, Казахстан, Киргизия, Молдова, Российская Федерация, Таджикистан, Туркмения, Узбекистан, Украина) установили, в том числе, сферы совместного ведения и регулирования в области обеспечения безопасности полетов. Требования к объектам сертификации и процедуры проведения сертификации содержатся в Авиационных правилах (АП), принимаемых в порядке, установленном государствами-участниками Соглашения. Авиационные правила, принятые Межгосударственным авиационным комитетом и утвержденные Советом по авиации и использованию воздушного пространства, образованным Межгосударственным соглашением о гражданской авиации и об использовании воздушного пространства, вводятся в действие соответствующими органами исполнительной власти.

1.7.2. Авиационные правила, используемые при сертификации АТ Авиационные правила — это свод требований, процедур и норм, выполнение которых является обязательным условием обеспечения безопасности полетов и охраны окружающей среды. Нормы летной годности (НЛГ) — часть Авиационных правил, в которых содержатся требования к конструкции, параметрам, характеристикам и летным качествам авиационной техники, направленные на обеспечение безопасности полетов. Правила сертификации авиационной техники — часть Авиационных правил, которая устанавливает порядок сертификации 46

и контроля за соответствием авиационной техники и ее производства действующим Авиационным правилам. Гармонизация Авиационных правил — сближение отечественной системы Авиационных правил с аналогичными правилами США и объединенной Европы. Целями гармонизации являются: – повышение уровня безопасности полетов воздушных судов; – способствование экспорту отечественной авиатехники и обеспечение ее конкурентоспособности на международном рынке; – упрощение признания отечественных норм за рубежом; – развитие возможностей международного сотрудничества в области нормирования летной годности и сертификации авиационной техники. Отличия в требованиях НЛГ и FAR, а также особенно отчетливая разница в номенклатуре правил и в структуре их построения создавали большие трудности при проведении работ по сертификации импортируемой AT и оказались большим препятствием при сертификации отечественной AT зарубежными авиационными администрациями для ее поставок на экспорт. Так, например, в отечественных нормах требования к летной годности маршевого двигателя, вспомогательного двигателя, воздушного винта являлись разделами НЛГ воздушного судна, а не самостоятельными правилами, отсутствовали НЛГ легких самолетов и вертолетов. Анализ авиационных правил, относящихся к сертификации AT и ее производства, действующих в различных государствах, показывает, что практически все эти правила основываются на соответствующих авиационных правилах США FAR (Federal Aviation Regular — Федеральные авиационные правила) или объединенной Европы JAR (Joint Aviation Requirements — Единые авиационные требования). Требования FAR и JAR в значительной мере гармонизированы между собой, так как авиационные администрации США и объединенной Европы проводили и продолжают вести целенаправленные работы по минимизации отличий в своих авиационных правилах. Сравнение требований НЛГС и НЛГВ с FAR показывает, что содержащиеся в них требования к уровню летной годности AT практически эквивалентны. С 1990 г. начались работы по гармонизации авиационных правил с правилами США и объединенной Европы. Гармонизация базируется на следующих принципах: 47

1. Создание системы Авиационных правил, охватывающих все аспекты, относящиеся к сертификации AT и ее производства, соответствует по номенклатуре и структуре Авиационным правилам США и объединенной Европы.

2. Требования, содержание которых одинаково в отечественных нормах и FAR, излагаются в гармонизированных Авиационных правилах в редакции соответствующего текста FAR. 3. В гармонизированных Авиационных правилах сохраняются те отличия отечественных норм от FAR, которые отражают отечественный опыт обеспечения безопасности полетов. К настоящему времени сформирована отечественная система Авиационных правил, максимально гармонизированная с соответствующими Авиационными правилами США и объединенной Европы. В нее входят: – процедуры сертификации авиационной техники и ее производства; – нормы летной годности авиационной техники — воздушных судов, маршевых двигателей, вспомогательных двигателей и воздушных винтов; – нормы эмиссии (выбросов в атмосферу) вредных веществ для авиационных двигателей; – стандарты по шуму воздушных судов на местности; – другие авиационные правила, обеспечивающие проведение сертификации авиационной техники и поддержание ее летной годности. Перечень авиационных правил, используемых при сертификации АТ, приведен в табл. 1.4. Авиационные правила Авиационные правила, часть 21. Процедуры сертификации авиационной техники Авиационные правила, часть 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов Авиационные правила, часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории Авиационные правила, часть 27. Нормы летной годности винтокрылых аппаратов нормальной категории Авиационные правила, часть 29. Нормы летной годности винтокрылых аппаратов транспортной категории 48

Таблица 1.4 Обозначение АП-21 АП-23 АП-25 АП-27 АП-29

Окончание табл. 1.4 Авиационные правила Обозначение Авиационные правила, часть ОЛС. Нормы АП-ОЛС летной годности очень легких самолетов Авиационные правила, часть 33. Нормы летной АП-33 годности двигателей воздушных судов Авиационные правила, часть ВД. Нормы АП-ВД летной годности вспомогательных двигателей воздушных судов Авиационные правила, часть 34. Охрана окружающей среды. Нормы эмиссии для АП-34 авиационных двигателей Авиационные правила, часть 35. Нормы летной АП-35 годности воздушных винтов Авиационные правила, часть 36. АП-36 Сертификация воздушных судов по шуму на местности Авиационные правила, часть 39. Директивы АП-39 летной годности Авиационные правила, часть 145. Ремонтные АП-145 организации Авиационные правила, часть 183. АП-183 Представители Авиационного регистра Авиационные правила, часть 21. Процедуры сертификации авиационной техники. Авиационные правила АП-21 устанавливают порядок сертификации и контроля за соответствием гражданских воздушных судов, компонентов, а также их производства действующим авиационным правилам. Они содержат требования для выдачи сертификатов различных категорий на вновь создаваемую или модифицируемую авиационную технику. Авиационные правила, часть 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов. Правила АП-23 содержат требования к летной годности для выдачи сертификатов типа и изменений к этим сертификатам на самолеты нормальной, многоцелевой, акробатической категорий и на самолеты переходной (компьютерной) категории. К нормальной категории относятся самолеты с количеством посадочных мест, исключая места летчиков, не более девяти, с максимальной сертифицированной взлетной массой не более 5700 кг и предназначенные для неакробатического применения.

49

К многоцелевой категории относятся самолеты с числом посадочных мест, исключая места летчиков, не более девяти, с максимальной сертифицированной взлетной массой не более 5700 кг и предназначенные для ограниченного акробатического применения. К акробатической категории относятся самолеты с числом посадочных мест, исключая места летчиков, не более девяти, с максимальной сертифицированной взлетной массой не более 5700 кг и предназначенные для использования без ограничений, кроме тех, которые окажутся необходимыми по результатам проведения летных испытаний. К переходной (компьютерной) категории относятся винтовые многодвигательные самолеты с количеством посадочных мест, исключая места летчиков, не более 19, с максимальной сертифицированной взлетной массой не более 8600 кг и предназначенные для неакробатического применения. Авиационные правила, часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. Авиационные правила АП-25 устанавливают нормы летной годности для выдачи сертификатов типа и изменений к этим сертификатам на самолеты транспортной категории. АП-25 являются дальнейшим развитием НЛГС-3. По структуре и содержанию АП-25 гармонизированы с FAR-25. Разделы АП-25 охватывают тематические требования к летной годности самолета; имеется десять приложений, содержащих пояснения к соответствующим пунктам разделов АП-25, условные обозначения, применяемые в FAR-25, и соответствующие им обозначения, принятые в отечественной практике сертификации (АП-25). Содержания разделов следующие: А – общие положения, которые устанавливают применимость данных норм летной годности. А0 – детализированные требования, пояснительный материал, а также определения и терминология, относящиеся к общим требованиям к летной годности самолета при отказах функциональных систем. Этот раздел относится ко всем функциональным системам и оборудованию самолета за исключением элементов конструкции (таких, как крыло, оперение, поверхности управления, фюзеляж, узлы крепления двигателя, силовые элементы шасси и узлы крепления), которые рассмотрены в разделах С и D. В разделе даны определения видов отказных 50

состояний и допустимые количественные показатели вероятностей их возникновения при выполнении полета, а также сформулированы требования к оценке безопасности полета при отказах функциональных систем и необходимости доказательств возможности завершения полета при этих отказах. В – требования к летным характеристикам, управляемости и маневренности, балансировке, устойчивости и сваливанию самолета в полете, а также требования к характеристикам управляемости самолета на земле и другие летные требования. В основу принципов нормирования летных характеристик положены исследования критических режимов полета самолета в различных условиях. В соответствии с требованиями этого раздела самолет не должен обладать свойствами или сочетаниями характеристик, которые могут привести к непроизвольному выходу самолета за установленные для него эксплуатационные ограничения. С – нормы прочности самолета. Требования раздела направлены на обеспечение безопасной эксплуатации самолета по условиям статической и усталостной прочности конструкции. В разделе рассматриваются полетные нагрузки, в том числе при выполнении маневров и при полете в неспокойном воздухе, дополнительные случаи нагружения самолета от двигателей, герметических кабин и других факторов, а также нагрузки на поверхности и систему управления, наземные нагрузки, нагрузки при посадке на воду и аварийной посадке. В разделе приведены требования к оценке усталостной прочности, а также требования по защите самолета от воздействий молнии и статического электричества.

D – требования к проектированию и конструкции самолета; охватывают части самолета, поверхности управления, системы управления, шасси, корпуса и поплавки гидросамолетов, размещение членов экипажа, пассажиров и груза, аварийное оборудование, вентиляцию и отопление, герметичность кабины, пожарную защиту. В основе требований к системам управления и шасси лежит обеспечение их работоспособности, в том числе при отказах, и заданных характеристик применением резервирования, а также контроля рабочих параметров членами экипажа или автоматизированными системами. Требования к размещению членов экипажа и органам управления сформулированы с учетом эргономики и выполнения 51

экипажем обязанностей без чрезмерной концентрации внимания и усталости. Кресла, спальные места и привязные ремни должны быть спроектированы таким образом, чтобы человек, правильно использующий эти средства, не получил бы серьезной травмы при аварийной посадке самолета. В пассажирской кабине и грузовых отсеках должны быть предусмотрены средства для предотвращения возникновения опасности от сдвига находящихся там багажа, грузов и других элементов. Требования к аварийному оборудованию охватывают аспекты, связанные с аварийным покиданием самолета (приводнение, эвакуация) и другие аспекты, связанные с обеспечением безопасности пассажиров и членов экипажа при возникновении данной ситуации. Требования по вентиляции и отоплению содержат количественные показатели обмена воздуха, температуры и давления воздуха в кабине, предельное содержание в нем вредных веществ. Для самолетов, выполняющих полеты на высотах более 2400 м, введены требования по герметичности кабины и обеспечению в ней давления воздуха, обеспечивающего безопасные условия длительного полета. Пожарная защита кабины и отсеков самолета обеспечивается выполнением требований к огнетушителям, внутренней отделке кабин, системам обнаружения пожара и защите от пожара различных частей и систем самолета. Е – требования к силовой установке. Устанавливаются требования к размещению двигателей на самолете, системам управления двигателями и воздушными винтами, топливной и масляной системам, средствам охлаждения, органам управления и агрегатам силовой установки и ее пожарной защите. Одним из основных требований к силовой установке является обеспечение независимости функционирования каждого двигателя при нормальной работе и при отказах. Пожарная защита должна обеспечивать обнаружение пожара и оперативное извещение экипажа. Включение системы пожаротушения и подача огнегасящего вещества в зону пожара могут выполняться как членами экипажа, так и автоматически.

F – требования к бортовому оборудованию самолета. Раздел охватывает пилотажно-навигационное и радиотехническое оборудование, приборы контроля работы систем самолета, 52

электрическое, светотехническое, электронное, спасательное оборудование, оборудование внутрикабинной сигнализации, гидросистему и другие устройства, обеспечивающие выполнение полета в ожидаемых условиях эксплуатации, а также систему сбора полетной информации, используемую при расследовании авиационных происшествий и инцидентов ("черные ящики"). Определен обязательный состав оборудования и приборов, обеспечивающих выполнение полета, изложены требования к их характеристикам, в том числе к работоспособности в условиях отказов. Сформулированы требования к расположению и видимости приборов и систем предупредительной и уведомляющей сигнализации.

G – требования к эксплуатационным ограничениям и информации, необходимой для безопасной эксплуатации самолета. В разделе содержатся требования к установлению необходимых ограничений, например скоростей на различных этапах полета, веса, центровки, режимов работы силовой установки, а также состава минимального летного экипажа. Самолет должен иметь достаточную информацию в виде надписей и трафаретов, которая должна свести к минимуму вероятность неправильной эксплуатации или неправильного демонтажа, монтажа и регулировки элементов конструкции при техническом обслуживании и ремонте. Сформулированы требования к "Руководству по летной эксплуатации", которое должно содержать эксплуатационные ограничения, действия членов экипажа при эксплуатации самолета, в том числе и при отказах оборудования и особенностях пилотирования самолета при полете в условиях турбулентности, сведения о летных характеристиках и другую необходимую информацию. Авиационные правила, часть ОЛС. Нормы летной годности очень легких самолетов. Правила АП-ОЛС разрабатываются на основе JAR-VLA и распространяются на самолеты с максимальной сертифицированной взлетной массой, не превышающей 750 кг. Авиационные правила, часть 27. Нормы летной годности винтокрылых аппаратов нормальной категории. Правила АП-27 распространяются на винтокрылые аппараты нормальной категории с максимальной сертифицированной взлетной массой не более 2720 кг. Структура АП-27 аналогична структуре АП-29.

53

Авиационные правила, часть 29. Нормы летной годности винтокрылых аппаратов транспортной категории. АП-29 разработаны как дальнейшее развитие второго издания "Норм летной годности гражданских вертолетов СССР" (НЛГВ-2). По структуре и содержанию АП-29 гармонизированы с FAR-29. Они содержат требования к летной годности, выполнение которых необходимо для выдачи сертификатов типа и изменений к этим сертификатам для винтокрылых аппаратов транспортной категории. Структура разделов АП-29 аналогична структуре АП-25, а содержание учитывает особенности винтокрылых аппаратов транспортной категории. Авиационные правила, часть 33. Нормы летной годности двигателей воздушных судов. АП-33 содержат требования к летной годности для выдачи сертификатов типа на авиационные двигатели и дополнений к этим сертификатам. Авиационные правила, часть ВД. Нормы летной годности вспомогательных двигателей воздушных судов. АП-ВД содержат нормы летной годности для выдачи сертификатов типа газотурбинных вспомогательных двигателей воздушных судов и дополнений к этим сертификатам. Авиационные правила, часть 34. Охрана окружающей среды. Нормы эмиссии для авиационных двигателей. АП-34 устанавливают нормы выброса топлива и эмиссии с выхлопными газами загрязняющих веществ двигателями воздушных судов. Авиационные правила, часть 35. Нормы летной годности воздушных винтов. В АП-35 устанавливаются требования к летной годности для выдачи сертификата типа воздушного винта и дополнений к нему. Требования АП-35 распространяются на воздушные винты-движители для транспортных, легких и очень легких самолетов, а также других ЛА. Авиационные правила, часть 36. Сертификация воздушных судов по шуму на местности. В АП-36 представлены стандарты по шуму на местности, которые должны быть выполнены при выдаче сертификата типа самолета или вертолета. Авиационные правила, часть 39. Директивы летной годности. АП-39 устанавливают процедуру издания, внедрения и контроля за реализацией директивы летной годности, при условии выполнения которой может быть продолжена эксплуатация образца авиационной техники.

54

Директива летной годности — документ, издаваемый Авиарегистром МАК, содержащий обязательную информацию о поддержании летной годности воздушных судов, авиационных двигателей, воздушных винтов и комплектующих изделий. Авиационные правила, часть 145. Ремонтные организации. АП-145 устанавливают порядок сертификации ремонтных организаций, порядок выдачи сертификатов и требования к выполнению ремонта (модификации) гражданских воздушных судов и их компонентов.

1.7.3. Сертификация типа авиационной техники При сертификации типа авиационной техники устанавливается его соответствие применимым авиационным правилам, содержащим требования к летной годности и охране окружающей среды. По завершении сертификации АР МАК выдается сертификат типа. Вновь создаваемый тип авиационной техники проходит последовательно следующие основные этапы сертификации: – подача заявки в АР МАК на получение сертификата типа; – разработка сертификационного базиса (СБ) для данного типа авиационной техники и его утверждение АР МАК; – проведение этапа макета данного типа авиационной техники; – сертификационные заводские испытания типа; – сертификационные контрольные испытания типа; – анализ результатов сертификации, принятие решения и выдача АР МАК сертификата типа. Участники сертификации. Основными участниками работ по сертификации типа авиационной техники являются: заявительразработчик типа, АР МАК, сертификационные центры, независимая инспекция. Сертификационный центр — организация, получившая полномочия от АР МАК на проведение сертификационных работ и выдачу заключения о соответствии объекта сертификации требованиям Авиационных правил в определенной области, например: прочность и ресурс авиационной техники, ее производство, авиационные материалы, акустика. Независимая инспекция — структурное подразделение, получившее полномочия от АР МАК осуществлять контрольные функции у разработчика и изготовителя и принимать в пределах этих полномочий решения, не зависящие от решений и мнений организаций, которые она контролирует. В подавляющем 55

большинстве случаев независимой инспекцией является военное представительство Министерства обороны, контролирующее данную организацию. В отдельных случаях по разрешению АР МАК у разработчика и изготовителя может действовать независимая инспекция, в состав которой не входят военные представители. Контрольные вопросы 1. Основные летные характеристики самолетов и вертолетов.

2. Какие самолеты транспортной категории Вы знаете? Их летные характеристики.

3. Уравнение баланса масс и его анализ.

4. Сформулируйте закон квадрата-куба. Почему в настоящее время удается достигнуть снижения массы конструкции?

5. Признаки классификации самолетов и вертолетов.

6. Классификации самолетов по конструктивным признакам.

7. Классификация современных вертолетов.

8. Сравните одновинтовую и двухвинтовую схемы вертолетов.

9. Назначение рулевого винта одновинтового вертолета.

10. Какие Вы знаете двухвинтовые схемы вертолетов?

11. Укажите преимущества и недостатки нормальной аэродинамической схемы.

12. Укажите преимущества и недостатки «бесхвостки».

13. Укажите преимущества и недостатки схемы «утка».

14. Где размещают центр масс относительно фокуса самолета нормальной схемы?

15. Преимущества и недостатки низкоплана.

16. Преимущества и недостатки среднеплана.

17. Преимущества и недостатки высокоплана.

18. Характеристика принципа максимальной экономической эффективности.

19. Характеристика принципа минимума массы конструкции.

20. Каким образом достигается правило соответствия формы поперечного сечения силового элемента прикладываемой нагрузке?

21. Характеристика принципа аэродинамического совершенства.

22. Характеристика принципа технологического совершенства.

23. Характеристика принципа эксплуатационного совершенства.

24. Характеристика принципа надежности и живучести.

25. Сертификация авиационной техники и авиационные правила.

26. Правовые основы сертификации.

56

2. КОНСТРУКЦИИ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ 2.1. Общие сведения о крыльях Крыло предназначено: – для создания аэродинамической подъемной силы при движении самолета в потоке воздуха; – обеспечения поперечной устойчивости и управляемости; – размещения топлива, двигателей, шасси, грузов (рис. 2.1). Масса крыла mкр = 0,3…0,5 mпланера, его лобовое сопротивление Сх крыла = 0,3 … 0,5 Сх.самолета.

Рис. 2.1. Крыло пассажирского самолета Крыло включает лонжероны 1, стрингеры 2 (продольный набор), обшивку 6, нервюры 9 (поперечный набор), закрылки 3 и предкрылки 7 (средства механизации), интерцепторы 4, элероны 5 – для управления самолетом относительно продольной оси, пилоны 8 – для крепления двигателей, гасители подъемной силы 10 – спойлеры (тормозные щитки). Специфические требования к крылу: - достаточная жесткость крыла при изгибе, и особенно при кручении, для предотвращения флаттера, реверса элеронов, дивергенции; - возможно большее Су.мах, аэродинамическое качество К=Су/Сх, ΔСу.мах за счет механизации; - возможно меньшее Сх крыла; - наличие объемов для размещения топлива, грузов; - высокая надежность, ресурс до 60000 и более часов полета. Удельный вес крыла m o g Sкр = 4 ... 8 кг/м2 для небольших самолетов, бипланов; 12 кг/м2 для подкосного моноплана; 25 …

30 кг/м2 для дозвукового моноплана, 35 … 45 кг/м2 для 57

сверхзвукового моноплана, транспортных самолетов.

50

…

70

кг/м2

для

тяжелых

2.2. Внешние формы крыльев Внешние формы крыла характеризуются его видом в плане, видом спереди и профилем поперечного сечения.

2.2.1. Формы крыльев на виде в плане На рис. 2.2 представлены варианты крыльев с различной формой на виде в плане.

а

б

в

г

д

Рис. 2.2. Формы крыльев в плане (а, б, в, г) и их основные параметры (д) Геометрические размеры крыла: Sкр – площадь крыла, ℓ – размах крыла, b – хорда крыла, bконц – концевая хорда, bкорн – корневая хорда, χ 0 – стреловидность крыла по передней кромке, 58

χ1/ 4 – стреловидность по линии четверти максимальная толщина профиля крыла строительная высота профиля).

2 Относительные параметры: λ = A SКР

η = b корн b концевое

–

сужение,

c = c мах b

–

хорд, Смах – (максимальная –

удлинение,

относительная

толщина профиля. λ = 7…10 имеют крылья дозвуковых пассажирских самолетов, 1,5…2,5 – сверхзвуковых самолетов; η = 2...2,5…3.5 – трапециевидные, η = 1 – прямоугольные, η = ∞ – треугольные. Сравнительные характеристики крыльев по форме в плане. По форме в плане крылья бывают прямые, стреловидные, треугольные и интегральной формы (см. рис. 2.2). Перечислим особенности прямых крыльев: – удобные, простые в производстве; – имеют высокие несущие свойства (Су.мах, Сх.мах ↑ ); – лучшие взлетно-посадочные характеристики самолета; – элероны сохраняют эффективность и на больших углах атаки (срыв потока начинается у корня). Однако при этом: – масса конструкции большая за счет роста Мизг.мах у корня, хорда b наименьшая; – аэродинамическое сопротивление за счет Сх инд высокое. Прямые крылья применяются для самолетов с малой дозвуковой скоростью. Трапециевидные крылья. Преимущества: – жесткость крыла на кручение и изгиб выше.

– Сх инд меньше, чем у прямоугольных крыльев и при η = =2,5…3,0 близка к минимальному значению (минимальное Сх инд имеют эллиптические крылья, Cx инд = χС2у πλ ); – масса конструкции меньше, чем у прямоугольных крыльев (с ростом η растет корневая хорда, где изгибающий момент максимален); Недостатки: – на больших углах атаки срыв потока начинается на конце и эффективность элеронов снижается; - с ростом η масса падает, жесткость повышается, но эффективность элеронов снижается на дозвуковых скоростях; - с ростом η уменьшается Су.мах.

59

Трапециевидные крылья широко применяются на дозвуковых самолетах. Эллиптические крылья имеют Сх min, но сложны в производстве. Стреловидные крылья применяются при М=0,8…2. Их преимущества: – с увеличением стреловидности χ резко снижается волновое сопротивление СХ В КР на умеренных дозвуковых и сверхзвуковых скоростях (рис. 2.3, а); – повышается критическая скорость: Mкр = Mкр χ =0

2 ; 1 + cos χ

– повышается критическая скорость флаттера, дивергенции (стреловидность прямая); – повышается поперечная устойчивость. Недостатки: – несущая способность (подъемная сила) снижается в cos 2 χ раз ниже прямого крыла, что вызывает необходимость увеличения Sкр и его массы (рис. 2.3, в): ρV12 ρ 2 = C y Sкр (V cos χ ) = Yкр χ =0 cos 2 χ ; Yкр χ >0 = C y Sкр 2 2 – Су мах и C αy снижаются; – крейсерские углы атаки растут, их трудно реализовать;

а

б

в

Рис. 2.3. Зависимости Сх=f(М, χ)-а, V1=Vcosχ-σ; αкр=f(χ)-b – растет масса конструкции за счет увеличения длин лонжеронов, стрингеров, изгиб крыла сопровождается дополнительным кручением крыла; – снижается эффективность элеронов из-за срыва потока на больших углах атаки; – хуже взлетно-посадочные характеристики; 60

– избыточная поперечная устойчивость требует отрицательных углов поперечного «V» крыла ψ = 0…-5°, что для низкоплана реализовать трудно. Треугольные крылья (рис. 2.2, в) Достоинства: – Схв повышается меньше при М = 0,8...2; – меньше лобовое сопротивление на крейсерских режимах полета; – меньше масса крыла за счет малых длин лонжеронов, стрингеров ( λ здесь мало); – выше жесткость крыла на кручении и при изгибе; – возможность применения тонких профилей c = 3...4%, 2

что резко (в квадрате) снижает волновое Схв = A c , сопротивление. Недостатки: – Су мах достигается на углах атаки крыла αКР = 28…300, что практически не реализуется, требуется большая масса шасси, особенно передней опоры; – Су мах, Yкр составляет 0,7 прямого крыла; – аэродинамическое качество ниже, чем у прямых крыльев; - средства механизации ограничены из-за малой длины задней кромки крыла. Треугольные крылья широко применяются на сверхзвуковых самолетах. Интегральная схема крыла с фюзеляжем (рис. 2.1, г) имеет несущий фюзеляж, создающий до 40 % подъемной силы самолета, что позволяет уменьшить Sкр и mкр, крыло имеет переменную стреловидность по передней кромке, у корня «наплыв» с большой стреловидностью. «Наплыв» снижает смещение фокуса при переходе на сверхзвуковые скорости, что благоприятно для устойчивости и управляемости.

2.2.2. Форма крыла при виде спереди Такая форма характеризуется углом поперечного «V» крыла (рис. 2.4), который определяется углом ψ - углом между плоскостью хорд и горизонтом. Различают: ψ = 0 …+7º - положительный угол, ψ = 0 ...-5º отрицательный угол поперечного «V», который применяют для 61

стреловидных крыльев. Положительное поперечное «V» крыла обеспечивает повышение поперечной устойчивости самолета при крене (рис. 2.5).

Рис. 2.4. Форма крыла при виде спереди При крене под действием силы Z = Y кр + G самолет начинает скользить со скоростью VZ. Раскладывая VZ на составляющие V1 перпендикулярно плоскости хорд крыла и V2 параллельно этой плоскости, видно, что для консоли, которая опущена, угол атаки возрастает на Δα, для консоли, которая поднята, – уменьшается. В результате равновесное положение восстанавливается.

Рис. 2.5. Скольжение самолета при крене В случае применения стреловидных крыльев при скольжении под действием силы Z поперечная устойчивость самолета дополнительно увеличивается (рис. 2.6).

62

Раскладывая вектор V на составляющие V1 и V2, а вектор VZ – на ΔV1 и ΔV2, получим, что для консоли, которая опущена, скорость обтекания увеличивается (V1 + ΔV1), а для консоли, которая поднята, уменьшается (V1 - ΔV1). Возникающая при этом разность подъемных сил консолей Рис. 2.6. Скольжение самолета со стреловидным крылом при крене восстанавливает равновесие. Для улучшения управляемости маневренных самолетов снижают поперечную устойчивость приданием ψ = 0…-5º.

2.2.3. Формы поперечных сечений (профилей) крыла Типы профилей современных самолетов включают (рис. 2.7):

Рис. 2.7. Формы профилей крыла а) плосковыпуклый: проще изготовить, большое Су.мах, но высокое профильное сопротивление Сх пр; рекомендуется для планеров и малоскоростных самолетов; б) двояковыпуклый несимметричный: высокое Су.мах, меньше Сх пр, стабильное положение центра давления; находит широкое применение на крыльях различных дозвуковых самолетов; в) двояковыпуклый симметричный: меньше Су.мах и Сх пр; применяется для сверхзвуковых самолетов; г) S-образный, безмоментный, положение центра давления постоянное; применяется для схемы «бесхвостка», летающее крыло; д) суперкритический: критическое число М кр выше на 7…8%, 63

большой радиус носка, почти плоская верхняя поверхность и выпуклая нижняя, тонкий изогнутый хвостик; рекомендуется для современных пассажирских и транспортных самолетов; е) шестигранный; ж) ромбовидный; з) клиновидный. Последние три применяются для самолетов со сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями полета. Адаптивные крылья самолета: изменяются кривизна, размах и хорда, что позволяет для заданного режима полета достигать оптимальных значений Су, Сх, характеристик срыва потока.

2.3. Конструктивно-силовые схемы крыльев 2.3.1. Нагрузки, действующие на крыло Виды нагрузок, действующих на крыло: – распределенные по поверхности нагрузки: qb = npmo g b Sкр ;

аэродинамические (2.1)

– распределенные массовые нагрузки от массы конструкции: (2.2) qкр = npmкр g b Sкр ; – сосредоточенные нагрузки от массы двигателей, грузов, реакции опор шасси при посадке; – тяги двигателей. Здесь mкр – масса конструкции крыла, топлива в крыле; Sкр – площадь крыла; b – хорда крыла; np = f nэ - коэффициент расчетной перегрузки; g - ускорение свободного падения. Коэффициенты nэ и f принимаются в соответствии с Авиационными правилами. Для маневренных самолетов э n max=7…9; для транспортных и пассажирских - 2,5 … 3,6. Эти коэффициенты определяются согласно расчетным случаям нагружения. Предусматриваются следующие расчетные случаи (рис. 2.8, табл. 2.1): А - полет на больших углах атаки α , соответствующих Су мах (выполнение горки, выход из пикирования, болтанка и т.д.): nэ m g S ; nэ = nэmax; f = 1,5; qi = C y max 64

А′ - криволинейный полет (начало выхода из пикирования, полет в болтанку), V = Vmax; nэ = nэmax; f = 1,5, q = qmax max ;

Рис.2.8. Расчетные случаи нагружения крыла В - криволинейный полет с отклоненными элеронами, nэ = =0,5 nэmax, q = qmax ; С - вертикальное пикирование, nэy = 0, q = qmax max , C y = 0 ; D, D'- криволинейный полет с отрицательными углами атаки и перегрузками, nэ = - 0,5 nэmax. Таблица 2.1 Расчетный случай

А

А'

B

С

D

Су

Су мах

nэm g S qmax

0,5nэm g S qmax

0

Су мin

nэ

nэmax nэm g S C y max

nэmax

0,5 nэmax

0

nэmin

qmin

qmin

qmin

э nmin mg S C y min

qmin

1,5

1,5

2

2

1,5

1,5

q f

D'

nэ min g S qmax nэmin

2

Здесь qmax = ρVmax 2 . Расчеты на прочность в авиации проводятся по разрушающим (расчетным) нагрузкам. Напряжения в элементах не должны превышать разрушающих σb , σкр м , σкр о , σ л , σ т , τкр . Расчетная схема крыла - балка на двух опорах, опоры - узлы крепления крыла и фюзеляжа (рис. 2.9).

65

Рис.2.9. Расчетная схема и эпюры нагрузок на крыло Таким образом, z

(

)

n

Q = ∫ qb − qкр dZ − ∑ Pагр ; z

0 z

n

0

0

1

1

Mиз = ∫ Q dz; Mкр = ∫ mкр dZ + ∑ Mкр агр ; mкр = qвa + qкрb .

2.3.2. Элементы конструкции крыла Основными конструктивными элементами крыла являются: лонжероны 1, обшивка 2, стрингеры 3, нервюры 4, продольные стенки 5 (рис. 2.10). Характер работы элементов под нагрузкой определяют конструктивносиловую схему (КСС) крыла. В качестве основного признака, характеризующего КСС крыла, принимают характер работы и степень Рис. 2.10. Элементы конструкции использования обшивки и крыла продольного набора (лонжеронов и стрингеров) при восприятии изгиба и кручения. По этим признакам различают лонжеронные, кессонные и моноблочные КСС крыльев.

66

2.3.3. Лонжеронные крылья Изгибающий момент крыла воспринимается в основном лонжеронами. Обшивка воспринимает воздушную аэродинамическую нагрузку qb, передает ее на стрингеры и нервюры. Она может быть неработающая (полотняная), частично работающая (воспринимает только потоки касательных усилий от крутящего момента М кр) и работающая (совместно со стрингерами воспринимает часть изгибающего момента М изг). Стрингеры подкрепляют обшивку, повышая ее критические напряжения при сжатии и сдвиге. Совместно с обшивкой они воспринимают часть изгибающего момента М изг. Стенки лонжеронов воспринимают поперечную силу, совместно с обшивкой создают контур, воспринимающий крутящий момент М кр. Продольные стенки также замыкают контур, к ним крепятся узлы навески элеронов, закрылков. КСС крыла могут быть однолонжеронные, двухлонжеронные и многолонжеронные. Количество лонжеронов определяется формой крыла в плане, его размерами. В однолонжеронном крыле (рис. 2.11) весь изгибающий момент М изг воспринимается лонжероном, размещенным в месте максимальной толщины профиля. Положение лонжерона на хорде хЛ = 0,2 … 0,3 b для малоскоростных самолетов и хЛ = 0,4 … 0,5 b для скоростных самолетов. Задняя стенка располагается на расстоянии 0,65 … 0,7 b от носка профиля. Крутящий момент воспринимается двумя контурами I и II. Приближенно

Mкр I Mкр II = ωI2 ωII2 ,

MкрI + MкрII = Mкр ,

где ωI и ωII - площади I и II контуров соответственно. Достоинства однолонжеронного крыла: – минимальная масса лонжерона, так как он расположен в месте максимальной строительной высоты профиля крыла; – простые узлы крепления с фюзеляжем; – допускаются вырезы в обшивке для ниш шасси, оборудования.

67

Рис. 2.11. Конструкции однолонжеронных крыльев: 1 – лонжерон; 2 – полка; 3 – стенка лонжерона; 4 – передняя продольная стенка; 5 – задняя продольная стенка; 6 – стрингер; 7 – стыковочные узлы; 8 – торцевая нервюра; 9 – нервюры; 10 – стойка нервюры; 11 – элерон; 12 – узел навески элеронов 68

Недостатки: − трудность размещения топливных баков, грузов, ниш для шасси, так как наибольшая строительная высота занята лонжероном; − низкая жесткость крыла при кручении (обшивка тонкая); − надежность, живучесть ниже, чем у двух - и многолонжеронных; − качество поверхности крыла плохое, так как обшивка тонкая; − нервюры – консольные балки, их масса выше. В двухлонжеронных крыльях передний лонжерон расположен на расстоянии от носка профиля 0,2 … 0,3 b, задний – 0,6 … 0,7 b (рис. 2.12). Лонжероны здесь тяжелее, так как c max здесь не используется, а нервюры легче, их расчетная схема - двухопорная балка. Изгибающий момент и поперечная сила воспринимаются двумя лонжеронами и распределяются между ними пропорционально их жесткостям при изгибе:

M1 M2 = E1I1A 32 E 2I2A 31 ≅ I1 I2 = h12 h22 ;⎫ ⎬ Q1 Q2 = E1I1A 32 E 2I2A 31 ≅ I1 I2 = h12 h22 .⎭

(2.4)

Крутящий момент воспринимается дву-

мя контурами I и II и, как в однолонжеронном крыле, Mкр I Mкр II = ωI2 ωII2 .

Рис. 2.12. Двухлонжеронное крыло

Достоинства двухлонжеронного крыла: − в межлонжеронном пространстве, где наибольшая строительная высота профиля, удобно размещать топливные баки, ниши шасси; − жесткость крыла при кручении выше, чем у однолонжеронных крыльев; − нервюры легче, их расчетная схема – балка на двух опорах; − надежность и живучесть выше, чем у однолонжеронных крыльев; − удачно воспринимают лобовые нагрузки.

69

В трехлонжеронных и многолонжироных крыльях изгибающие моменты и поперечные силы распределены между лонжеронами пропорционально их жесткости при изгибе. Такие крылья находят применение при больших хордах крыла малого удлинения (Ту-144 – 13 лонжеронов), для крыльев тяжелых транспортных или пассажирских самолетов (консоль крыла Боинг-747 имеет 2 + 2/3 лонжерона, Ан-124 – 3, Ан-22 и С-15 – 2 + +3/4 лонжерона). Достоинства многолонжеронных крыльев: − высокая жесткость при кручении; − нервюры легче, так как они - многоопорные балки; − передача нагрузок на фюзеляж - по кратчайшему расстоянию (Ту-144 – лонжероны перпендикулярны продольной оси); − надежность и живучесть выше. Недостатки: − сложный многоточечный стык крыла с фюзеляжем; − число частей нервюр возрастает, что удорожает их производство, увеличивает массу из-за большого числа мест их соединений с лонжеронами.

2.3.4. Кессонные и моноблочные крылья С ростом скорости полета самолета по требованиям аэродинамики толщину обшивки приходится увеличивать. Толстая обшивка имеет достаточно высокие значения критических напряжений в сжатой зоне и способна воспринимать все большую часть изгибающего момента. Для повышения σ кр обш ее подкрепляют мощным стрингерным набором. Обшивка и стрингеры воспринимают свыше 30 % изгибающего момента. Лонжероны имеют ослабленные пояса (кессонные крылья) или их пояса соизмеримы с поперечными сечениями стрингеров (моноблочные крылья). В моноблочных крыльях весь изгибающий момент крыла воспринимается обшивкой и стрингерами. Крутящий момент полностью воспринимается контуром кессона, носок слабый, хвостик разрезан и в расчет не принимаются, их роль в восприятии М кр, М изг ничтожно мала, их обшивка близка к нейтральной оси (рис. 2.13). Достоинства кессонных и моноблочных крыльев: – высокая жесткость крыла при изгибе и особенно при кручении за счет увеличенной толщины обшивки; 70

– хорошее качество поверхности; – удобство для создания топливных отсеков; –допускается панелирование; – преимущества по массе в сравнении с лонжеронными крыльями при высокой интенсивности нагрузок; рекоменРис. 2.13. Кессонное (моноблочное) крыло: дуются при C = 1, 2 – лонжероны; 3 – стыковые узлы; = 6 … 8 %, – 4 – элерон предпочтение по массе имеют кессонные, при C < 6 % - моноблочные крылья. Недостатки: − сложный стык крыла с фюзеляжем или между отсеками крыла; − трудности при уборке шасси – кессон и моноблок разрезать для ниш шасси нельзя; − вырезы в кессоне и моноблоке должны закрываться силовыми крышками на винтах, что затрудняет эксплуатацию и утяжеляет конструкцию. Кессонные и моноблочные крылья находят самое широкое применение для пассажирских и транспортных самолетов. Аэродинамическое сопротивление крыла Сх = Сх пр + Сх i, где Сх пр = Сх тр + Cх давл + Сх в – коэффициент профильного сопротивления крыла; Сх тр – сопротивление давления, обусловленного действием нормальных к поверхности сил давления в результате вытесняющего действия погранслоя и отрыва потока; Сх в – коэффициент волнового сопротивления; Сх i - коэффициент индуктивного сопротивления крыла.

2.3.5. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла Выбор КСС крыла определяется: − компоновкой крыла: наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле топливных баков, ниш для уборки шасси и т.д.; 71

− компоновкой фюзеляжа: наличием в фюзеляже достаточных объемов для центральной части крыла; − требованиями жесткости и прочности. Для приближенного выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса by которого составляет 0,6 b, где b - хорда в расчетном сечении (рис. 2.14). Тогда Nпояса = Mизг / h = Nразр = δ у b у σp ; δ у = Mизг / h b у σp . Для корневого сечения b = b0

δy =

(p0SZ A − 2miZigi − mкрgZ A ) np , 0,96 c bo2 σp 2

где – р0 – удельная нагрузка на крыло, H м ,

p0 =

(2.5)

mo g ; S

S – площадь крыла, м2; ZA – координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла, м; mi, Zi – масса груза, расположенного на крыле, кг, и координата Рис. 2.14. Параметры полок его ц.м., м; условного лонжерона mкр – масса крыла, кг; p n – расчетный коэффициент перегрузки для расчетного случая А, определение которого рассмотрено в подразд. 2.3.1; C - относительная толщина профиля крыла; bo - корневая хорда крыла, м; σp - расчетное разрушающее напряжение пояса лонжерона, σp ≈ 0.8 σb , или σp = 330 МПа для пояса из алюминиевого сплава

типа Д16Т, σp = 880 МПа для пояса из легированной стали 30ХГСА, σ p = 880 МПа для титанового сплава ВТ6. Лонжеронные крылья.

1. δ y = 0,1 … 1 мм. Толщина условного лонжерона мала, весь изгибающий момент воспринимает лонжерон, на стрингеры и 72

обшивку материала не хватает. Обшивка неработающая, полотняная. Изгибающий момент М изг воспринимается полками лонжеронов, поперечная сила Q - стенками лонжеронов, крутящий момент М кр - коробкой, образованной крестами-расчалками, стенками лонжеронов и стойками (рис. 2.15, а).

2. δ y = 1 … 2 мм. Класс лонжеронных крыльев с частично работающей обшивкой. Изгибающий момент М изг воспринимается полками лонжеронов, поперечная сила Q – стенками лонжеронов, М кр – замкнутым контуром, образованным обшивкой и стенками лонжеронов. Для повышения τкр обш обшивка подкрепляется слабым стрингерным набором и часто поставленными нервюрами (рис. 2.15, б).

3. δ y = 2 … 5 мм. Класс лонжеронных крыльев с работающей на нормальные напряжения обшивкой. Материала условного лонжерона здесь хватает на стрингеры, лонжероны и обшивку. Обшивка вместе со стрингерами воспринимает часть изгибающего моРис. 2.15. Лонжеронные КСС крыльев мента (рис. 2.15, в). Изгибающий момент воспринимается полками лонжеронов, частично - обшивкой и стрингерами, поперечная сила Q - стенками лонжеронов, крутящий момент - обшивкой и стенками лонжеронов. В районе стыкового узла лонжерон усиливается для передачи всего изгибающего момента крыла на стыковые узлы.

4. δ y = 2…2,5 мм. Класс стреловидных крыльев с внутренним подкосом (главной балкой).

5. δ y = 5 … 7 мм. Класс кессонных и моноблочных крыльев.

73

В кессонных и моноблочных крыльях изгибающий момент воспринимается здесь обшивкой, стрингерами (для кессонных крыльев – частично лонжеронами). Поперечная сила Q воспринимается стенками лонжеронов, крутящий момент – обшивкой и стенками лонжеронов. Расстояние между нервюрами 350 … 450 мм для кессонных и 400 … 500 мм для моноблочных КСС крыльев. Конструктивно-силовые схемы крыла можно также выбрать нагрузки и по критерию интенсивности моментной перерезывающей силы. Для расчета интенсивности этих нагрузок необходимо ввести понятие об эквивалентном прямом крыле, получаемом поворотом стреловидного крыла для обеспечения перпендикулярности линии центров жесткости к продольной оси самолета (рис. 2.16). Для прямого крыла такой поворот не выполняется. Положение линии центров жесткости можно принять на 40% хорды. При этом обеспечивается равенство площадей исходного и эквивалентного крыльев:

⎛ b0 + bэкв ⎞ ⎛ b + bk ⎞ ⎜ ⎟ ⋅ Lэкв = ⎜ 0 ⎟ ⋅L .

2 ⎝ ⎠ ⎝ 2 ⎠ Для случая равномерного распределения воздушной нагрузки qв и массы крыла mкр по площади величины изгибающего момента Мизг и поперечной силы Q можно определить по следующим формулам: n Sотс (m0 − mкр )g − ∑ mig QΣ S э i =1 ; (2.6) =n f⋅ 2 2 H 1,28(cb0 ) n Sотс ( m0 + mкр )gzотс − ∑ migzi MΣ S э i =1 , = ⋅ n f 3 3 H 1,03(cb )

(2.7)

где MΣ, QΣ – изгибающий момент и перерезывающая сила в расчетном сечении крыла; Н – расчетная высота профиля сечения крыла, м, zотс – расстояние от расчетного сечения до точки приложения равнодействующей аэродинамических и массовых нагрузок, м,

zотс =

Lотс 3

⎛ bрасч + 2bэкв ⎞ ⎜ ⎟; ⎜ b ⎟ ⎝ расч + bэкв ⎠

Sотс – площадь отсеченной части крыла; 74

mк – масса конструкции отсеченной части крыла; Lотс – длина отсеченной части крыла; mi – масса сосредоточенных грузов и расположенных на отсеченной части крыла.

агрегатов,

Эквивалентное крыло

Расчетное сечение

bЭкв

bрасч

Ось симметрии самолета

b0

“Отсеченная” часть крыла

Линия ц.ж. zотс bК

Lотс Lэкв L Исходное крыло

Рис. 2.16. Построение эквивалентного прямого крыла Если М/Н3 < 10 … 5 МПа, предпочтительны в массовом отношении лонжеронные крылья. При М/Н3 > 10…5 мПа преимуществом по массе обладают кессонные или моноблочные крылья.

2.3.6. Проектировочный расчет крыла Проектировочный расчет проведем для прямого крыла вдали от заделки. Носовой и хвостовой частями профиля крыла пренебрегаем: они расположены близко к нейтральной оси, и их роль при восприятии М изг ничтожна, они имеют вырезы для элеронов, закрылков, предкрылков. Для стреловидного крыла расчетное сечение считаем удаленным от фюзеляжа. От действия изгибающего момента М изг в элементах верхней и нижней панелей крыла возникают осевые нагрузки: Nn – в полках 75

лонжеронов, Nстр – в стрингерах, N0 – в обшивке. От действия крутящего момента Мкр в обшивке и стенках лонжеронов возникают потоки касательных усилий qMкp, от действия перерезывающей силы Q – потоки qQ в стеках лонжеронов (рис. 2.17).

Рис. 2.17. Основные усилия Ni и потоки касательных напряжений qi в элементах кессона Долю изгибающего момента М изг, воспринимаемую лонжеронами, обозначим через χ : Мл = χ Мизг. Коэффициент χ зависит от КСС крыла: χ = 1 … 0,5 для лонжеронных, χ = 0 для моноблочных, χ = 0,3…0,1 для кессонных КСС. Тогда изгибающие моменты 1 и 2 лонжеронов таковы: M1 + M2 = χMизг ,M1 M2 = (EI)1 (EI)2 = I1 I2 ≈ h12 h 22 ;

(

)

(

)

M1 = χMизг h12 / h12 + h 22 ;M2 = χMизг h 22 / h12 + h 22 , где h1, h2 - расстояния между ц.м. полок лонжеронов. Следовательно, M1 Fn1 = Nn1 σkp.n , σ kp.n ≈ σ bn , Nn1 = M1 h1 , Fn1 = ; h1σbn M1 Fn3 = Nn3 σb 0,9 , Fn3 = , Nn3 = Nn1 ; h1 0.9σbn 76

M2 M2 ; Fn4 = . h2 0.9σbn h2 0.9σbn Доля изгибающего момента Мизг, воспринимаемая панелями (панель-обшивка в межлонжеронной части, подкрепленная продольным (стрингерами) и поперечным (нервюрами) наборами, составит Мn = (1-χ)Мизг. Определим параметры панелей. Сжатая панель. Параметры панели: δ oc - толщина обшивки сжатой панели, Fn2 = Nn2 σkp.n =

fстр.с - площадь поперечного сечения стрингера в сжатой панели, tстр.с - расстояние между стрингерами. «Размазывая» стрингеры по обшивке, приведенная толщина обшивки получит вид δприв.с = δ ос ϕос + fстр.с t стр.с , где ϕос = 30δос / t c - редукционный коэффициент обшивки. Приведенную толщину обшивки сжатой панели определим по условию прочности: δприв.с = (1 − χ )Mизг hср B ϕстр.с σкр.n , где

hср = (h1 − h2 ) 2 ;

ϕстр.с - редукционный коэффициент стрингера; σкр. п - критические напряжения панели.

Принимаем tс = 100 … 150 мм (меньшие значения для кессонной КСС), σкр. п = σb.п , σкр.стр = 0.7…0.9 σкр п . Тогда ϕстр.с = = σкр.стр / σкр. п = 0.7…0.9. Толщину обшивки в сжатой зоне определим по условию восприятия крутящего момента: δoc = Mkp 2Bhcp τb . Тогда fстр = (δприв с − δ ос ϕос )bприв. с . По сортаменту подбираем профиль, уточняем σкр.стр , ϕстр.с , fстр.с и т. д.

Растянутая зона.

77

Приведенную толщину обшивки в растянутой определим по соотношению δпр.p = (1 − χ )Mизг hсрBϕстр.p σb ,

зоне

где ϕстр.p - редукционный коэффициент стрингера. Принимая Еn = Естр = Е0, ϕстр. p = 1,

ϕop = 1, tp = tc,

δ op = (0.55…0.7) δ np.p ≥ δ oc ; fстр.p = (0.45..0.3) δ np.p t p . По fстр.p с помощью каталога профилей подбираем стрингер. Перерезывающую силу Q распределим между стенками лонжеронов пропорционально жесткости лонжеронов на изгиб: (EI)1−3 I1−3 h12 Q1−3 ; Q1−3 + Q 2−4 = Q ; = = ≅ Q 2− 4 (EI)2− 4 I2− 4 h 22 Q1−3 = Q

h12 h12 + h 22

; Q 2− 4 = Q

h 22 h12 + h 22

.

Поток касательных усилений от Qi составляет qQi = крутящего момента qMkp = Mkp 2Bhcp . Тогда

поток касательных Мкр q∑ i = qQi ± qMkp .

Qi . От hi усилий

Для дозвуковых самолетов ц.м. расположен позади центра давления, поэтому (см. рис. 2.17) q ∑ 1−3 = qQ1−3 + qMkp ; q∑ 2−4 = qQ2 − 4 − qMkp ;

δст = q∑ Толщину зависимостям

стенок

τB .

лонжеронов

определим

по

Mkp ⎞ Mkp ⎞ 1 ⎛⎜ Q1− 3 1 ⎛⎜ Q2 − 4 ⎟ , δСТ ⎟. + = − 2− 4 τb ⎜⎝ h1 τb ⎜⎝ h2 2Bhcp ⎟⎠ 2Bhcp ⎟⎠ Полученные значения δ ст следует проверить при сдвиге: δСТ1−3 =

τp = τ b

A

1+ ν 0,9K τE 3,8 ; , ν = τ τ ; τ = , K = 5 , 6 + b KPm KPm 1+ ν + ν2 (A δCT )2 τ (h A )2

- расстояние между стойками лонжерона, A < h .

2.4. Конструирование нервюр Нервюры - элементы поперечного набора крыла, масса которых достигает 10…14% массы крыла (в бесстрингерных 78

конструкциях - до 25%). По назначению и конструкции различают нормальные и усиленные нервюры.

2.4.1. Нормальные нервюры Назначение нормальных нервюр: – сохраняют аэродинамическую форму профиля крыла; – подкрепляют обшивку, повышая ее σкр.обш ,ε кр.обш ; – служат опорами для стрингеров, повышая их критические напряжения общей потери устойчивости σкр.обш ; – снимают с обшивки и стрингеров воздушную нагрузку qb и передают ее на стенки лонжеронов и обшивку в виде потока касательных сил. Расчетная схема нормальной нервюры – балка, упруго опертая на стенки лонжеронов и обшивку и нагруженная воздушной погонной нагрузкой qb = npmo gb Skp .Определив опорные реакции, строят эпюры изгибающих моментов, поперечных сил и определяют параметры нервюры. Однако нагрузки оказывается малыми, и размеры элементов обычно принимают по технологическим соображениям. Конструктивно нервюры могут быть ферменными (при большой строительной высоте профиля) и балочными. В балочных нервюрах изгибающий момент воспринимается полками совместно с полоской обшивки по ширине полки, поперечная сила – стенкой. По условиям прочности стенки оказываются тонкими и их толщину принимают по конструктивным и технологическим ограничениям δстр= 0,8…1,5 мм. Для уменьшения массы в стенках выполняют вырезы облегчения, для повышения жесткости края вырезов отбортовываются, стенка подкрепляется стойками или «зигами». Отверстия используются также для монтажа проводки управления. Полки выполняются отбортовкой стенки холодной штамповкой из листа. В месте прохождения стрингеров в нервюре выполняется вырез (рис. 2.18, а), в сжатой зоне при тонкой обшивке стрингер соединяется со стенкой одной заклепкой (рис. 2.18, б). Для повышения качества наружной поверхности нервюра соединяется с обшивкой через компенсатор, который при сборке крыла ставится по месту (рис. 2.18, в).

79

Рис. 2.18. Варианты соединений обшивки, нервюр и стрингеров между собой

По условиям производства нервюры разделяются на части (рис. 2.19, а). Нервюра соединяется со стенкой лонжерона уголком, соединенным со стенкой нервюры заклепками (рис. 2.19, б). Рамные нервюры имеют два пояса, которые стенкой не соединяются, потому что она здесь разрезана.

Рис. 2.19. Составные части нервюры (а) и соединение нервюры со стенкой лонжерона (б) 2.4.2. Усиленные нервюры Усиленные нервюры дополнительно к функциям нормальных нервюр воспринимают значительные сосредоточенные нагрузки от опор шасси, двигателей, узлов навески элеронов, закрылков, предкрылков, в месте перелома продольных элементов, у больших вырезов, при изменении поперечного V . Воздушная нагрузка в сравнении с сосредоточенной пренебрежимо мала и не учитывается (рис. 2.20).

80

Рис. 2.20. Расчетные схемы усиленных нервюр Определим реакции опор и построим эпюры изгибающих моментов и перерезывающих сил. Реакции в стенках лонжеронов определим из соотношений Q10 + Q 20 = P, Q10 Q 20 = F1h12 F2h 22 .

(2.8) Потоки касательных сил qобш определим из уравнений равновесия:

a)qобш = (Pa + Q20d) d(H1 + H2 ); ⎫ b)qобш = [P(a + d) − Q20 d] d(H1 + H2 ),⎬⎭

(2.9)

H1, H2 - высота профиля в месте лонжеронов; h1, h 2 - расстояние между ц.м. полок лонжеронов (≈ 0,98Нi). Тогда a) Q x = P − (Q10 − qобшH1 ) + qобш xtqα ); ⎫ Mx = P(a + x ) − (Q10 + qобшH1 ) x − qобш x(H1 − xtqα );⎪⎪ ⎬ (2.10) б) Qx = P − (Q 20 + qобшH2 ) − qобш xtqα; ⎪ ⎪⎭ Mx = P(a − x ) − Q 20 x − qобш x(H2 + xtqα ). Площади поясов полок нервюры определяются по зависимости Fn = N σp = Mx 0,98Hx σp .

где

В

растянутой

(

)

σp = σb (1 + ν ) / 1 + ν + ν 2 ,

зоне

σp = k o σb ,

ν = σb σkp .

сжатой

–

τp = τb (1 + ν τ ) (1 + ν τ + ν τ ) ,

Толщина стенки δст = Q x Hx τp ,

ν τ = τb τkp ,

в

τkp = 0,9 KτE / (A δ ) , Kτ = 5,6 + 3,78 / (A h) .

2

2

Расчеты выполняются для расчетных сечений х = а. Выбор параметров нервюры проводится по аналогии с лонжероном. Конструктивно пояса нервюры принимаются по сортаменту прессованных профилей, стенка - по сортаменту листов. В стенках усиленных нервюр вырезы под стрингеры не выполняются, стрингеры разрезаются и перестыковываются. Отверстия облегчения здесь не делаются, монтажные – 81

усиливаются окантовкой. Стенка и полки по хорде постоянны, не фрезеруются. Здесь δ = δmax = const, Fnp = Fnp.max = const, Fn ст ж = Fст. max ж = const .

2.5. Конструирование обшивок Обшивка (рис. 2.21):

Рис. 2.21. Потоки касательных усилий в обшивке при кручении (а) и критические напряжения обшивок при сжатии σкр(б) и сдвиге τкр (в)

- создает крылу, оперению, фюзеляжу обтекаемую поверхность; - воспринимает местные аэродинамические нагрузки, qb и передает на стрингеры и нервюры; - воспринимает поток касательных усилий от действия и крутящего момента Мкр поперечной нагрузки Q; - принимает участие в восприятии изгибающего момента. Потоки касательных усилий определяются по формулам qkp =

Mkp 2ω

τkp =

;

qMkp δобш

;

τQ =

QS . δI

(2.11) Критические напряжения обшивки (рис. 2.21, б)

σкр.обш = 0,9KE / (b δ ) , 2

(2.12)

где к = 4 - шарнирное опирание по нервюрам и стрингерам. Критические напряжения при сдвиге (рис. 2.21, в)

τkp = 0,9K τE / (b δ ) , 2

K τ = 5,6 + 3,78 / (a / b ) , 2

(2.13)

a〉b,

где а и b - расстояния между нервюрами и стрингерами. В практике современного самолетостроения применяются лишь силовые работающие обшивки, участвующие в работе при изгибе, кручении, избыточном давлении в гермоотсеках. После 82

потери устойчивости обшивка работает вместе со стрингером на ширине bприв = b 0,44 + 0,56 σkp.обш σкр.стр ≈ 30...40δобш .

(

)

Однако при этом σкр.стр снижаются при δ общ = 1…1,5 мм на 10…15%, при δ общ = 1,5…20мм – на 15…20%. Обшивку изготавливают из алюминиевых, титановых или стальных листов, соединенных между собой встык или внахлестку заклепочными, сварными или клеевыми швами – поперечными (обычно встык) или продольными (встык или внахлестку) соединениями (рис. 2.22, а, в). Для повышения усталостной прочности при стыковке обшивок необходимо обеспечить отсутствие резких перепадов жесткостей, минимальные эксцентриситеты. Рационально проводить соединение обшивки на подкладных лентах (рис. 2.22, в) и на профиле (рис. 2.22, г).

Рис. 2.22. Типы соединения обшивки: встык (а), на подкладных лентах (б), внахлестку (в), на профиле (г) В стыках обшивки не должно быть выступов головок заклепок (выступ 0,25 мм приводит к перерасходу топлива 1,5 л в году на один самолет (рис. 2.23, а)), щелей, ступенчатости (при ступеньке 1,5…2,0 мм перерасход топлива составит 750 л на погонный метр соединения (рис. 2.23, б); зазоров – 2…2,5 мм – 83

750 л на погонный метр (рис. 2.23. б); шероховатости – 0,1 мм – 200 л на погонный метр (рис. 2.23, в) на парк самолетов). За счет технологических несовершенств возрастают аэродинамические сопротивления и расход топлива.

Рис. 2.23. Типовые несовершенства соединений обшивки и шероховатость ее поверхности 2.6. Конструирование стрингеров Стрингеры – это простейшие продольные элементы. Их масса достигает 4 … 30% массы крыла. Стрингеры предназначены: – для восприятия совместно с обшивкой части изгибающего момента Мизг; – подкрепления обшивки и повышения σкр.обш , τкр.обш ; – восприятия qвозх с обшивки и передачи ее на нервюры. Формы поперечных сечений стрингеров выбираются из условия обеспечения высоких значений σкр.м ,σкр.о , из условий хороших подходов при клепке, сварке или склеивании с обшивкой. Критические напряжения стрингера определяются таким образом: а) при общей потере устойчивости 2 σkp.o = cπ 2E / (a / i) , где

i2 = Ixx / F - квадрат радиуса инерции стойки; а - расстояние между нервюрами. б) при местной потере устойчивости

σkp.M = 0,9kE / (b / δ ) , 2

где

b и δ - ширина и толщина полки стрингера; к - коэффициент опорных условий полки стрингера. В условиях деформации стрингера за пределами упругости

84

σp = σkp.M = 0,9kEc / (b / δ ) ; σkp.o = cπ2Ek / (b / i) ,(2.14) 2

где

2

E c = ηE - секущий модуль упругости; Ek = ηE - касательный модуль упругости, η - коэффициент пластичности,

или σp = σb (1 + ν ) / 1 + ν + ν 2 , ν = σb σkp , σkp = σkp.м , σkp = σkp.o . (2.15) Типы профилей стрингеров (рис. 2.24): а) прессованные или катаные из болванок и брусков (рис. 2.24, а - е)

(

)

Рис. 2.24. Типовые профили стрингеров б) гнутые или катаные из листа (рис. 2.24, ж - к). Наиболее технологичными являются профили, показанные на рис. 2.24, а, б, в. Их преимущества: – однорядный шов соединения с обшивкой; – минимальное искажение обшивки при клепке, сварке. Недостатки: – их σkp малы, к = 0,45 для всех элементов; – склонность к закручиванию при потере устойчивости, что догружает обшивку. Такие формы профилей применяют обычно для лонжеронных КСС.

85

Формы профилей, показанные на рис. 2.24, г, д, е: - имеют более высокие σkp.м (к = 4 для многих элементов); - при потере устойчивости не закручиваются; - воспринимают часть крутящего момента. Но при этом: – двухрядный шов повышает трудоемкость; – хуже прилегание к обшивке, теоретический контур профиля искажается; – в закрытых полостях может скапливаться и оставаться влага или топливо в топливных отсеках. Формы таких профилей применяют в кессонных и монолитных КСС для тяжелых транспортных и пассажирских самолетов.

2.7. Лонжероны крыла

Лонжероны - важнейшие силовые элементы продольного набора крыла. Они представляют собой продольную балку, пояса которой работают на растяжение-сжатие при изгибе, стенки (стойки и раскосы) воспринимают поперечную силу и совместно с обшивкой – крутящий момент. Масса лонжеронов составляет 25…50% массы крыла или 4…5% взлетной массы самолета и равна массе шасси. По конструктивному исполнению лонжероны крыла могут быть ферменными, балочными и ферменно-балочными. Ферменные включают в себя пояса, стойки и раскосы, они рациональны по массе для больших строительных высот профиля и малой интенсивности нагрузки.

2.7.1. Балочные лонжероны

Наибольшее распространение получили балочные лонжероны. Они представляют собой двухпоясную тонкостенную балку со стенкой, подкрепленной стойками (рис. 2.25). Напряжения в поясах и стенках определяются соотношениями σ=

Mизг Mизг ≅ , IY hц.м.Bδ

τ=

86

QS Q ≅ . bI δ ст hст

Рис. 2.25. Лонжерон балочного типа: а – основные элементы балочного лонжерона: 1 – пояс, 2 – стенка, 3 – стойка; б – распределение напряжений в сечении лонжерона по балочной теории; в – распределение напряжений по приближенным зависимостям Здесь Н - строительная высота профиля; h - расстояние между ц.м. полок; hcn = H − 2δ - высота ц.м. стенки; δ - толщина полки; B = 2b - ширина полки; δ ст - толщина стенки; A - расстояние между стойками. От действия изгибающего момента Мизг в поясах действуют, возникают сжимающие (верхний) и растягивающие (нижний) M усилия N = изг . hц.м.

87

Площади поперечных сечений поясов определяются из условий прочности Fp = N / σp , где σр – разрушающие напряжения полки. Растянутая полка: σp = k1k 2 σb , где k1 = k 2 = 0,9 – коэффициенты, учитывающие ослабление пояса отверстиями под заклепки соединения с обшивкой и статическую концентрацию напряжений вблизи отверстия крепежного элемента. При проектировании растянутой (нижней) полки с учетом требований ресурса

σpн = 4 C / 3Tnp / k т , где Т – ресурс самолета, выраженный во взлетах-посадках; C – коэффициент кривой усталости; k т = 2,2 для дальних магистральных самолетов; k т = 2,1 для ближних и k т = 2,0 для региональных самолетов. Для верхней (сжатой) полки σрв=1,2σрн. Для материала полки лонжерона Д16Т величины расчетных напряжений в зависимости от требований ресурса приведены в табл. 2.2. Таблица 2.2 Ресурс в полетах 10000 20000 40000 60000 σp для растянутого пояса, МПа 360 300 265 230 σp для сжатого пояса, МПа

430

380

306

275

Следовательно, Fp = N / σp . Сжатая полка: F сж = N σ p , σp = σb

1+ ν 2

, ν=

σb 0,9KE . , σkp = σkp (b δ )2

(2.17)

1+ ν + ν Площадь сжатого пояса зависит от соотношения b δ . Для отыскания наилучшей геометрии примем в качестве критерия массу полок. Для вычисления геометрии полок минимальной массы зададимся рядом значений b δ и построим график m=f(b/δ) (рис. 2.26). Определяем (b/δ)opt, которое соответствует mn min.

88

Формы поясов могут быть двутавровые, швеллерные и др. Изменение площади поперечного сечения поясов по размаху обеспечивается механическим фрезерованием. Материал поясов: Рис. 2.26. Оптимизация полок лонжерона по массе Д16Т, В95, 1163Т, 1193Е 30ХГСА, ВНС, ВТ4; стенки в основном из Д16 и 1163, стойки - из прессового профиля Д16Т. Некоторые формы сечения поясов представлены на рис. 2.27.

Рис. 2.27. Формы поперечных сечений поясов лонжеронов Толщина (рис. 2.28):

стенки

определяется

89

из

условия

прочности

Q ⎫ , hст = H − 2δ; ⎪ δcтhст ⎪ τb 1− νε 0,9K τE ⎪ τp = τb , ντ = , τkp = ;⎬ τkp 1 + ν τ + ν 2τ (A δст )2 ⎪ 2 ⎪ A < h , K τ = 5,6 + 3,78 / (hст A ) . ⎪⎭ τd = τp , τd =

(2.18)

Тогда δст=Q/τphст. Стенку целесообразно подкреплять стойками для повышения ее τp. Площадь стойки Fст≅0,5lδст.

Рис. 2.28. Стенка лонжерона, подкрепленная стойками 2.7.2. Конструирование лонжеронов

Лонжероны могут быть сборными и монолитными. Монолитные изготавливаются как единое целое с поясами, стенками, узлами стыка, что позволяет снизить их массу. Для крепления к поясу лонжерона обшивки у пояса могут выполняться «лапки» (рис. 2.29). Параметры «лапок» выбираются из условий: - прочности: σb пδ л ≥ σbo δo ; 2

-жесткости: ( δo / δ л ) ≥ 6,8 ; - технологичности: δл≥30 мм для алюминиевых сплавов и δл≥20 мм для стали.

Рис. 2.29. параметры «лапок» 90

Здесь σвп - предел прочности материала пояса; σ bo - предел прочности материала обшивки;

δo - толщина обшивки;

b л - ширина «лапки», которая определяется из условий размещения крепежных элементов соединения пояса и обшивки. Пояс лонжерона соединяется со стенкой и обшивкой заклепками или болтами (рис. 2.30).

Рис. 2.30. Расчетная схема соединения стенки и пояса Усилие среза одного крепежного элемента определяется по выражению P3cp (2.19) (δ ) = β Qt / hэфm , где m - число рядов крепежных элементов; t - шаг крепежных элементов в ряду; β = 1.1 - коэффициент неравномерности; hэф - эффективная высота балки, равная расстоянию между центрами масс поясов. cp Задавая шаг t и число рядов m , определяем P3 (δ ) , подбираем материал и диаметр крепежных элементов. При выборе шага t в первом приближении вычисляем d = 2 S, S = δo + δ л , t = 3d для однорядного шва и t = 5…7 d для двухрядного шва. Стандартные значения шага t : 12,5; 15; 17,5; 20; 25; 30; 35; 40 мм. Расстояние между швами - t1 = 0,56 t + 0,28 d ≈ 2 d . Усилие среза заклепки соединения стенки и пояса в зоне присоединения подкрепляющей стойки: 91

(

)

P3cp (δ ) = 0,1t δст Q / m 0,4Fст + t δст ,

(2.20)

где m - число крепежных элементов, соединяющих стойку и ребро пояса. В соединении стенки и подкрепляющей стойки заклепки работают на отрыв. Усилие отрыва одной заклепки соединения стойки со стенкой PЗотр (2.21) (δ ) = сt δст σb , где с = 0,22 для односторонних стоек и 0,15 - для двухсторонних стоек. Усилия соединения пояса с панелью: P3cp (2.22) (δ ) = β Mkp t / Ωm , где Мкр - крутящий момент в расчетном сечении; Ω - удвоенная площадь контура в расчетном сечении крыла. Алгоритм конструирования полок балочного лонжерона с учетом ресурса.

1. Выбираем конструкционный материал согласно 3 3 соотношению M/H : при M/H <100 МПа – дюралевый сплав, при M/H3>100 МПа - высокопрочная сталь или титановый сплав.

2. Строим зависимости σр/σв=f(b/δ); для сжатой полки σр принимается согласно соотношению (2.17), для растянутой полки σр – по зависимости σp = 4 C / 3Tnp / k т .

3. Для заданного ресурса Т принимаем σр и по отношению σр/σв на графиках σр/σв находим (b/δ)max, соответствующее минимальной массе полок.

M 1 = σp 4. После преобразования условия прочности H − δ Fn получим: δ3 δ 2 M 1 1 для швеллерного сечения 3 − 2 = − 3 = −c ; H H H σp b / δ δ3 δ 2 M 1 1 = −c . для двутаврового сечения 3 − 2 = − 3 H H H σp 2b / δ 5. Из решения этих уравнений (графически и аналитически) находим δ/Н.

6. Так как высота сечения Н задана, вычисляем толщину полки δ, затем по отношению (b/δ)opt определяем ширину полки b.

7. Выбираем параметры лапок.

92

Алгоритм конструирования стенки балочного лонжерона, не теряющей устойчивости.

1. Вычисляем высоту стенки hст=hцм полок лонжерона.

Q Q 2. Определяем интенсивность нагрузки q = . = hст H − 2δ 3. Задаем относительный шаг подкрепляющих стенки стоек. Для

конструкций

из

алюминиевых

сплавов

q <1 МПа hст

l l q =0,2; для =1…2,5 МПа – =0,5; для hст hст hст q q l =2,5…4 МПа – =1; для >4 МПа принимаем hст hст hст

приближенно

подкрепленную стенку.

4. Вычисляем τр по зависимости (2.18) и принимаем τприв по графикам [37].

5. Толщину стенки найдем по соотношению

δст =

Q τp

и

округляем до больших величин стандартных толщин листов: 0,5; 0,6; 0,8; 1,0; 1,2; 1,5; 1,8; 2,0; 2,5; 3,0; 3,5; 4,0; 4,5 мм. ⎛ Q ⎞ ⎟ и по 6. Вычисляем площадь стойки Fcт = ⎜ − δ ст ⎟l ⎜h τ ⎝ ст прив ⎠ сортаменту подбираем ближайший больший профиль. Проверяем его момент инерции, который должен быть не меньше J0 = 3Fст2 − 0,5Fст a2 (а – расстояние от ц.м. стойки до середины стенки) [42].

2.8. Панели крыла, фюзеляжа, оперения Панели – это плоские или криволинейные листы, подкрепленные ребрами, профилями. Они образуют аэродинамические поверхности крыла, оперения, фюзеляжа, используются как стенки лонжеронов, шпангоутов, выполняют функции силовых элементов конструкции. При проектировании силовых панелей необходимо знать их конструктивные особенности, конкретную технологию изготовления, действующие нагрузки, учитывать экономические соображения. Однако важнейшую роль играет снижение массы конструкции панели. В зависимости от конструкции и способов изготовления различают сборные, монолитные, слоистые (из композиционных материалов) панели.

93

2.8.1. Сборные панели и их проектирование

В сборных панелях элементы силового набора соединяются с обшивкой заклепками, болтами, точечной или роликовой сваркой, клеем. Такие панели получили наибольшее распространение. Различают клепаные, сварные, клеевые, клееклепаные, клеесварные панели (рис. 2.31).

Рис. 2.31. Сборные панели Сборные конструкции обладают высокой технологичностью, позволяют обеспечить переменность шага стрингеров по размаху крыла, имеют минимум механической обработки. Клепаные панели (вариант «а» рис. 2.31) имеют наибольшую живучесть, высокую массу за счет ослабления отверстиями под заклепки или болты головок, выступающих из пакета; негерметичны за счет большого количества отверстий – подвержены усталостному концентраторов напряжений; разрушению, но получили наибольшее распространение. Сварные панели (вариант «б») предпочтительны, если материалы обшивки и стрингеров хорошо свариваются. Клеевые панели (вариант «в») обладают высокой гладкостью поверхности, высокой усталостной прочностью, герметичны. Но процесс технологии склеивания сложный, трудно обеспечить контроль качества склеивания, имеет место старение клея. Для повышения долговечности клеевого соединения оно усиливается заклепками или сварными точками (Ан-24). Для исключения влияния отверстий источников концентрации напряжений на прочность и ресурс целесообразно в зоне отверстий толщину обшивки увеличить. В этом случае обшивка изготавливается механическим или химическим фрезерованием (рис. 2.32).

94

Рис. 2.32. Сборная панель, имеющая обшивку переменной толщины При δ1 ≥ 1,5δ o усталостная трещина у отверстия не возникает. Передовые фирмы так и поступают. Рассмотрим конструирование сборных конструкций минимальной массы. Предположим, что заданы: нагрузка P , длина панели а, ширина панели B , конструкционный материал панели. Необходимо определить: толщину обшивки δ o , площадь поперечного сечения стрингера fcтр , толщину его ребра δp и высоту полки hp , расстояние между ребрами b (рис.2.33) при условии минимальной массы. Панель считаем плоской.

Рис. 2.33. Параметры сборной панели Площадь поперечного сечения определяется по зависимости Fпан = P / kσb , где k - коэффициент, учитывающий отверстиями под заклепки или при сварке. Сжатая панель. Условия прочности σ d = σкр.о = σкр.м , где σ d - действующие напряжения, 95

растянутой

панели

ослабление

(2.23) панели

σd =

где

P P = = F B / b bnp δo + m hp δ1

(

)

N ⎛ bnp δ 0 m hp ⎞ ⎟ δp ⎜ + ⎟ ⎜ bδ p b ⎠ ⎝

,

(2.24)

B / b – число стоек; B – ширина панели; b – расстояние между стрингерами; δp , hp - толщина ребра стрингера и его высота;

m = fстр / δphp - статистический коэффициент, учитывающий увеличение площади сечения ребра за счет его полки; N = ρ / B - погонное усилие в панели. Критические напряжения общей формы потери устойчивости стойки: 2

cπ 2E

η cπ 2 ⎛i⎞ η = E σkp.o = ⎜ ⎟ , i = ξ1 0,288hp , (a / i)2 1 − m 2 1 − m 2 ⎝ a ⎠ где ξ1 - поправочный коэффициент формы стрингера; а – расстояние между нервюрами. Критические напряжения местной формы потери устойчивости стойки k1E π2 σkp. м = η , где k1=4; μ=0,3; (hp / δp )2 2(1 − μ 2 ) η = Ek / E - коэффициент пластичности. Для равноустойчивой панели σ d = σkp.o = σkp.m = σраз ;

тогда, комбинируя σ d2 σkp.o σkp.m = σp4 , получим

σp = Ф

4

η3,2 Е N / a,

(2.25)

ck1ξ12 где Ф = 0,95 4 – коэффициент формы, (bnpδp / bδo + m hp / b)2 b определяющий конструктивную эффективность панели. С ростом Ф растет σр, снижается масса панели. Варьируя параметры δ o / δp ,hp / b и принимая коэффициенты с и к1, строим график Ф = f (δ o / δp , hp / b ) (рис. 2.34).

Фmax достигается при δ 0 / δp = 0,445, hp / b = 0,65 для обшивки, не теряющей Фmax=0,81.

устойчивости.

Для 96

равноустойчивой

панели

Для панели с обшивкой, теряющей устойчивость, следует строить графики σр. ту , σnp = σp. ту

Fнес в функции интенсивности Fфакт

нагрузки N / a , где Fнес = fстр + bnp δo ; Fфакт – вся площадь панели. Анализ результатов показывает, что при δo / δp = 0,2....0,4 более выгодны панели с обшивкой, теряющей устойчивость, при δo / δp = 0,6....0,8 панели с обшивкой, теряющей устойчивость, уже не выгодны по массе, и потерю устойчивости обшивки допускать не следует. С учетом технологических и эксплуатационных ограничений корректируют значения δ o / δp .

Рис. 2.34. График изменения коэффициента панели Ф от параметров

2.8.2. Монолитные панели и их проектирование

Обшивка и подкрепляющие ее элементы представляют собой единое целое. Их применяют в наиболее нагруженных местах. Виды монолитных панелей: 1. Прессованные: A = 13...32 м, ширина 700…4500 мм, ребра продольные, на концах панели утолщения для узлов стыка, продольные волокна упрочнены. Но при этом b = const по длине, для обеспечения равнопрочности по длине нужна механическая обработка, трудно организовать стыки.

2. Фрезерованные из плит: направление ребер – произвольное, габариты 4 м × 10 м, δ min = 1,5...2 мм (такие панели имеют Ту-144, В-52, С-10 и другие самолеты). Но при этом форма ребра простейшая, трудоемкость высокая (в 3 ... 4 раза выше, чем у прессованных), отход материала большой, усталостная прочность низкая. Химическое фрезерование дешевле. Такие панели рекомендуются для опытного производства.

3. Катаные, которые получают прокаткой из плоской предварительно прессованной заготовки: ребра - произвольного 97

направления (“вафельного типа”), δmin = 1 мм. Недостаток таких панелей – простая конфигурация ребер.

4. Штампованные, полученные методом горячего штампования: направление ребра – произвольное, материал упрочняется, проще изготовить стыковые узлы, волокна не разрезаются – усталостная прочность повышается. Но на современном оборудовании можно штамповать панели 2 площадью до 3 м , δmin = 3 ... 4 мм, профиль ребер только простейший.

5. Литые: любые формы, размеры до 1 х 2 м, высокая производительность труда, сложный силовой набор. Но при этом у литых панелей низкие механические характеристики. Они рекомендуются для несиловых конструкций. Достоинства монолитных панелей: – масса меньше на 8…10%, нет ослабления отверстиями под заклепки, σkp.м выше за счет лучшего опирания ребер; – меньшее количество деталей при сборке; – высокая гладкость поверхности, лучше качество; – за счет отсутствия отверстий под заклепки выше усталостная прочность; – герметичность. Недостатки: – высокая стоимость, большая трудоемкость; – низкая надежность, долговечность; – большой отход материала при механической обработке (Ким составляет 10…15% для фрезерованных панелей); – большой объем механической обработки; – требования технологичности не позволяют изготовить рациональную по форме конструкцию: нельзя отфрезеровать толщину полки стрингера меньше 1,5 мм, трудно изготовить стрингер рациональной формы. Приближенный метод проектирования проведем на примере равноустойчивой панели: интенсивность нагрузки здесь высокая. Обшивка устойчивости не теряет. Условия равнопрочности: σ d = σкр.о = σкр.м . Действующие напряжения в панели: P P N . σd = = = F B / b(bδo + δphp ) δp (δ o / δp + hp / b ) 98

(2.26)

Критические напряжения общей формы потери устойчивости ребра: 2

2 ⎛ ξ0,288hp ⎞ ⎛i⎞ 2 ⎟⎟ . (2.27) ⎜⎜ σkp.o = = c π η E c E = π η ⎜ ⎟ 2 a a ⎝ ⎠ (a / i) ⎠ ⎝ Критические напряжения местной формы потери устойчивости обшивкой: K 2E c 2 σkp.о = = k 2 ηE(δ 0 / b ) .

2 (b / δo ) Здесь k 2 - коэффициент условий опирания обшивки при местной потере устойчивости (рис. 2.35), 1 ξ= 1 + 4α , α = bδo / hp δp .

1+ a

cπ 2Ek

2

Рис. 2.35. Монолитная панель (а) и зависимость коэффициента к2 от параметров панели (б) Условие рациональной панели: σ д = σkp.o = σкр.обш = σp → max . Запишем σ p4 = σ 2д σkp.o σ kp.обш . Получим σp = Ф N / a 4 η3 / 2 E,

где Ф - коэффициент формы, определяющий конструктивную эффективность панели, зависящую от соотношения размеров δ p / δ o и hp / b , 2

Ф = 0,95

4

cK 2ξ2 99

⎛ b δp ⎞ ⎜ + ⎟ . ⎜h δ ⎟ 0⎠ ⎝ p

(2.28)

Варьируя параметры панели b / hp и δ o / δp и принимая соответствующие

значения

коэффициента

k2,

получим

⎛δ ⎞ ϕ = f ⎜ o , hp / b ⎟ ; Фmax=0,81 при δ o / δp = 0,445 ; ⎜δ ⎟ ⎝ p ⎠ b / hp =0,65; δр=2,25δ0, b=1,65hp. Тогда разрушающие напряжения будут максимальными, а масса панели - наименьшей. Аналогично могут быть рассмотрены на этапе проектирования панели других форм оребрений, для слоистых панелей Фmax=1,2. Определив δр по условиям прочности, находим параметры панели. Относительная стоимость для различных материалов панелей и способов их изготовления приведены в табл. 2.3. Таблица 2.3 Алюминиевые Тип панели Сплавы титана Стали сплавы Стрингерная 1 2,5 1,23 Гофровая 1,25 3,1 1,53 Монолитная 1 2,5 1,2 Сотовая клееная 0,6 паяная 3,57 2,08

зависимость

2.8.3. Многослойные (слоистые) панели

Типичной является трехслойная панель, включающая в себя два несущих слоя (НС) и заполнитель между ними (рис. 2.36). Заполнитель может быть сотовым, гофрированным, выполненным из пенопласта и др. Сотовый заполнитель выполняется из фольги толщиною 0,05 … …0,2 мм. Ячейка у него чаще всего шестигранная. Несущие слои воспринимают внешние нагрузки (растяжение, сжатие, Рис. 2.36. Трехслойная панель сдвиг), заполнитель подкрепляет НС, препятствует потере их устойчивости, повышает их 100

критические напряжения. Сам он работает при этом на сдвиг, внешние нагрузки не воспринимает. Типы многослойных панелей: – клееные, неметаллические и дюралевые (НС с заполнителем соединяется клеем); – паяные титановые и стальные; – титановые и стальные панели, свариваемые по методу фирмы «Сресскин»; – титановые диффузионно-сварные; – гофровые. Достоинства многослойных панелей: – снижение массы конструкции на 20…30 % за счет высоких критических напряжений НС, σ kp = σ b ; – хорошее сохранение аэродинамической формы за счет высоких моментов инерции обшивки при изгибе: III = b(2δ0 )3 / 12 ; IIII = b(2δ0 + 2h)3 / 12 ; при h / δo = 5

IIII / III = 1 + 3h / δ0 + (h / δ0 )2 ; IIII = 91III , при h / δo = 10 IIII = 331III ,

(2.29)

где III – момент инерции сечения однослойной панели толщиной 2δ 0 ; IIII – момент инерции сечения трехслойной панели, имеющей два НС толщиной δ 0 каждый и заполнитель высотой 2h ; – высокая гладкость поверхности (нет заклепочных и сварных швов); – усталостная долговечность повышается в 5…10 раз (нет концентратов напряжений - отверстий под болты и заклепки); – хорошие теплозвукоизоляционные свойства. Недостатки: – сложность типовых узлов стыка и соединения обшивок между собой, со стенками и полками лонжеронов, а также с нервюрами (рис. 2.37); – сложность ремонта; – сложность контроля качества склейки; – необходимость защиты внутренних полостей от попадания и накопления влаги; – необходимо сложное оборудование для изготовления. Пути повышения эффективности: – уменьшение количества нервюр, оставляя только силовые, по которым крепятся узлы навески рулей, элеронов; 101

Рис. 2.37. Типовые узлы соединения слоистых элементов – применение конструкции со сплошным заполнителем, когда h ≤ 100 мм (рули самолета Як-25); - повышение качества клея: масса клея составляет 7 … 10 % массы панели. Проектировочные расчеты включают определение основных параметров панели (см. рис. 2.36): δ o , 2h, δ c , rc при продольном сжатии, где панели наиболее выгодны. Условие прочности: σ д = σp , где P .

(2.30) B Разрушающее теоретическое напряжение в НС при сжатии: (2.31) σkp.т = π 2Dm t / L2 2δo . σ д = P / Fпан = P / 2Bδ o = N / 2δ o ,

N=

где D = 2Dc + 2Boh2 - жесткость панели при изгибе;

(

)

D0 = Eδ30 / 12 1 − μ 2 - циклическая жесткость НС;

Bo = Eδo /(1 − μ 2 ),

μ ≈ 0.3 - коэффициент Пуассона;

1 при шарнирном опирании, m t = 4 / (1 + 4k ) при 1+ k защемлении кромок, k = π 2Bc 2h / GL ; G - модуль сдвига заполнителя в направлении наибольшей жесткости; GkZ = 0,878δc GM / rc , или mt =

GyZ = 0,576δc GM / rc , GM = 102

Em , 2(1 + μ )

где Gм - модуль сдвига материала сот. При σkp.т > σп.ц

(

)

σoт = σb (1 + ν ) / 1 + ν + ν 2 , ν = σb / σkp.т , σp.действ = ησрт ,

где η - коэффициент, зависящий от способа изготовления панели и толщины НС (рис. 2.38).

2.8.4. Панели из композиционных материалов

Рис. 2.38. Значения коэфКомпозиционные матери- фициента η в зависимости от алы включают: способа изготовления панели: – высокопрочные волокна, 1 – паяная; 2 – диффузноуложенные в определенном сварная; 3 – ВТ16, паяная; направлении (нити, ленты, 4 – ВТ16 сварная по методу ткани) и обеспечивающие «Стресскин»; 5 – Д16, клееная прочность; – полимерные связующие этих волокон, создающие монолитность материала и его формуемость. Волокна (наполнители) выполняются из высокопрочных материалов: нити углерода, бора, кремния, бериллия. Их предел прочности σ b = 10000…20000 МПа, Е = 350000 … 70000 МПа, т.е. в 10 раз выше, чем у алюминиевых сплавов. Характеристики КМ определяются соотношением волокон и связующего и приведены в табл. 2.4. Таблица 2.4

ρ,

КМ

σв , МПа

т/м

Стеклопластик Боропластик Бороалюминий Органопластик Углепластик

1680 1400 1220 1120 1480

2,08 2,02 2,76 1,38 1,56

3

σв / ρ , Е, МПа×м3/кг МПа×10 5

0,808 0,643 0,442 0,812 0,937

35 210 19,6 7,7 14 … 28

E/ρ, МПа×м3/кг

16,81 104 71 56,8 88 .. 177

Диаметр волокон 5…7 микрон, нити включают – 5…7 тысяч волокон.

103

Конструкции из КМ образуются путем намотки нитей, выкладыванием тканей или лент. Их технические характеристики обуславливаются схемой расположения армирующих элементов, что позволяет получить конструкцию с направленной анизотропией механических свойств, соответствующих спектру действующих нагрузок. Достоинство конструкций из КМ: – направленная анизотропия; – масса конструкции уменьшается на 20…30%; – за счет слоистой структуры обеспечиваются высокая усталостная прочность, живучесть, надежность; – низкая теплопроводность; – высокие звуковиброизоляционные свойства; – возможность легко придавать агрегатам требуемую форму; – низкий коэффициент трения воздуха при обтекании конструкции с обшивкой из КМ; – полное отсутствие коррозии; – высокая сопротивляемость ударным и сосредоточенным нагрузкам. Недостатки: – старение – снижение механических свойств со временем; – низкая прочность при срезе и сдвиге; – трудность обеспечения надежных способов соединения; – ручной труд укладки трудно автоматизировать; – оборудование, совершенно отличное от существующего. Процесс проектирования конструкций из КМ кроме традиционного вычисления ее геометрических параметров предусматривает определение рациональной структуры материала, т.е. числа и порядка чередования слоев, углов ориентации и вида армирующих элементов, их относительного содержания в композиции и др.

2.8.5. Выбор расстояния между нервюрами

Разрушающие напряжения определяются по зависимости

для

сборных

панелей

σ p = Ф 4 η3 / 2 E N / a .

Аналогичное положение имеет место для слоистых панелей и панелей из КМ.

104

Следовательно,

с

уменьшением

расстояния между P нервюрами a растет σ p , уменьшаются Fпан = , ее масса. σp Однако тогда растут и число нервюр и их масса. Выбор a следует проводить из условия mпан + mнерв → min . При работе панели на сжатие от оптимальности получит вид δпр.пан + δпр.нерв → min , где δпр.пан = N / σp ;

δпр.нерв = mн / aBρ.

(

Mизг

критерий

)

По статистике mн = 3,8Ccp + 0,7 B, где B - ширина панели; N = P / B ; Ccp - средняя высота сечения кессона.

Следовательно, (рис. 2.39): 1. Задаем ряд значений а.

2. Находим σp .

алгоритм

выбора

шага

нервюр

таков

3. Определяем Например, δпр.пан . для стрингерной панели δпр.пан=δ0+fстр/b= =

p . σpB

4. Вычисляем δпр.нерв .

Рис. 2.39. Выбор расстояния между нервюрами

5. Строим график δпр Σ = δпр.пан + δпр.нерв в зависимости от a .

6. Находим aopt . Обычно a opt = 200...500 мм.

2.9.Особености конструкции корневых частей стреловидных крыльев

Стреловидные крылья нашли широкое применение на самолетах с большими дозвуковыми и умеренными сверхзвуковыми скоростями. В этом диапазоне скоростей они позволяют существенно уменьшить волновое сопротивление и в целом аэродинамическое сопротивление самолета. Разложим вектор скорости полета самолета на две составляющие 105

(см. рис. 2.3, б): V2 = V sin χ – продольная скорость, V1 = V cos χ – эффективная скорость. Поток со скоростью V2 движется вдоль размаха крыла и заметного влияния на аэродинамические характеристики крыла не оказывает. Поток со скоростью V1 обтекает профиль крыла, ρV12 создает его подъемную силу Ykp = C y Skp . Так как V1 < V , то 2 процесс достижения воздушным потоком при обтекании профиля крыла местной скорости звука затягивается, критическое число Mkp , соответствующее возникновению на профиле крыла скорости

звука, возрастает: 2 , 1 + cos χ - критическое число Маха прямого крыла.

Mkp.χ = Mkp.χ =0

где Mkp.χ=0

(2.32)

В связи с этим волновое сопротивление стреловидного крыла значительно уменьшается. Однако с ростом угла стреловидности: – растут длины продольных элементов и их массы; – для создания подъемной силы Ykp = mo g площадь крыла приходится увеличивать, т. к.

V2 Ykp.χ = C y ρ S cos 2 χ = Ykp.χ =0 cos 2 χ ; 2 – нарушается плавность обтекания на конце крыла, где происходит срыв потока; – снижается жесткость крыла; – изгиб сопровождается дополнительным кручением; – растут αкр, и их трудно реализовать; – снижаются C y , эффективность механизации, ухудшаются взлетно-посадочные характеристики; – срыв потока за счет V2 = V sin χ начинается раньше на конце крыла, падает эффективность элеронов. Особенности конструкции корневой части стреловидного крыла определяются особенностями передачи M, Q и Mkp крыла на фюзеляж в районе так называемого корневого треугольника, примыкающего к фюзеляжу. Различают: – крылья с переломом осей продольных силовых элементов по бортовой или центральной нервюре; 106

– крылья с внутренней подкосной (главной) балкой без перелома продольных элементов.

2.9.1. Стреловидные крылья с переломом осей продольных элементов по бортовой нервюре

Однолонжеронное крыло включает (рис. 2.40): 1 – 3 – 5 – лонжерон; 2 – 6 – продольную стенку; 1 – 2 – бортовую нервюру; 2 – 3 – 4 – корневую нервюру; 1 – 7 – нервюру носка; 1, 2 – узлы крепления консоли к фюзеляжу. В прямом крыле изгибающие моменты левой и правой консолей уравновешиваются в фюзеляжной части. В стреловидном крыле вектор изгибающего момента в узле крепления 1 Рис. 2.40. Однолонжеронное стреловидное лонжерона имеет крыло две составляющие: M1− 2 = M cos χ, M1−1 = M sin χ . Момент M1−1 уравновешивается в фюзеляжной части моментом левой консоли. Момент M1− 2 передается на бортовую нервюру 1 – 2, нагружает ее значительным изгибающим моментом, D соизмеримым с изгибающим моментом крыла (при χ = 45 M1− 2 ≈ 0,7 Mизг ). Следовательно, бортовая нервюра 1 – 2 должна быть силовой, вырезы в ней недопустимы. Крутящий момент Mkp передается на нервюры 2 – 4 и 1 –7. Корневая нервюра 2 – 4 передает реакции от крутящего момента на опору 2 (на фюзеляж) и на опору 3 (на лонжероне). Лонжерон за счет опоры 3 разгружается (см. рис. 2.40). Недостатки крыла с переломом осей продольных элементов: – наиболее габаритное место крыла, где можно разместить топливные баки, убрать опору шасси, занято силовым элементами 1 – 2, 2 – 3 – 4, 1 – 7; – узел 1 чрезмерно нагружен; 107

– крутящий момент воспринимается плохо и неудачно передается на фюзеляж. Двухлонжеронное крыло имеет те же элементы, только продольная стенка 2 – 6 заменена лонжероном. Особенности такого крыла: - задний лонжерон короче, он жестче и потому догружается изгибающим моментом M и поперечной силой Q за счет разгрузки переднего, в связи с чем должен быть мощнее его; - узел 2 здесь чрезвычайного нагружен, могут быть разрушения; - обшивка в районе заднего лонжерона должна быть толще и поэтому выполняется переменной толщины (на самолете Е2А – за счет химического фрезерования, на Ту-95 толщина обшивки в районе переднего лонжерона 6 мм, в районе заднего –12 мм); - пояса бортовой нервюры соизмеримы с поясами лонжеронов и соединяются с ними усиленными накладками. Кессонные и моноблочные крылья имеют центроплан, ОЧК стыкуется по контуру кессона и по поясам лонжеронов, бортовая нервюра догружается за счет перелома стрингеров. Задний лонжерон и обшивка также догружаются.

2.9.2. Стреловидные крылья с внутренним подкосом (с главной балкой)

Такие крылья включают в себя (рис. 2.41): 1 – 4 – 5 – лонжерон, опираемый в точках 1 и 4; 2 – 4 – внутренний подкос (главная балка); 2 – 2 – главную балку или силовой шпангоут; 2 – 6 – заднюю стенку; 3 – 4 – корневую нервюру; 2 – моментный стыковой узел главной балки; 1 – стыковой узел лонжерона, который может быть шарнирным.

Рис. 2.41. Стреловидное крыло с внутренним подкосом (с главной балкой) 108

Внутренний подкос создает опору лонжерону в точке 4, разгружает его, передает подъемную силу крыла Ykp на фюзеляж по кратчайшему расстоянию и уменьшает максимальные изгибающие моменты крыла Mизг. max в корневой части, разгружает бортовую нервюру 1 – 2 от изгиба. Если главная балка перпендикулярна бортовой нервюре, то такая нервюра может отсутствовать. Облегчается вырез в корневой части крыла для ниш шасси. Разъем главной балки в точке 2 может отсутствовать, и главная балка может принадлежать фюзеляжу (Як-25). Крутящий момент воспринимается от обшивки нервюрой 3 – 4. Достоинства стреловидного крыла с внутренним подкосом: – меньше масса конструкции за счет снижения Mизг. max , отсутствие бортовой нервюры, разгрузки лонжерона за счет опоры в точке 4; – простота стыковки с фюзеляжем; – опорная база 1 – 2, на которой передается крутящий момент на фюзеляж, благодаря излому лонжерона возрастает, пара сил от этого момента, передаваемая на фюзеляж в точках 1 и 2, уменьшается; – в наиболее габаритной части крыла можно делать вырезы для уборки опор шасси.

2.9.3. Характер расположения нервюр в стреловидных крыльях

Нервюры в стреловидных крыльях могут быть расположены: а) по потоку (рис. 2.42, а);

Рис. 2.42. Характер расположения нервюр в стреловидном крыле 109

б) по нормали к переднему или заднему лонжерону, к оси ц.ж., к средней линии (рис. 2.42, б); в) в средней части - по потоку, в носке - по нормали к передней кромке (рис. 2.42, в). Расположение нервюр по потоку: – предпочтительно исходя из аэродинамических требований (воздушный поток нервюрами не искажается, заданный контур профиля крыла выдерживается более точно); – удобно крепить узлы навески элеронов, закрылков. Недостатки нервюр, расположенных по потоку: – нервюры получаются длинными и тяжелыми; – угол между обшивкой и плоскостью нервюры (малка) по ее длине переменный, что затрудняет ее изготовление и крепление обшивки; – затруднено соединение с продольными элементами лонжеронами, стенками, стрингерами, так как нервюра подходит к ним под углом, отличным от прямого; – обшивка подкрепляется слабее, ее толщина и масса должны быть больше. Расположение нервюр под углом к потоку: – нервюры короче и легче; o

– малка близка к постоянной ≈ 0 ; – обшивка подкрепляется лучше, ее толщина и масса меньше; – упрощается крепление нервюр к продольным элементам. Однако при этом аэродинамическое сопротивление больше за счет волнистости обшивки под углом к потоку. Вариант «в» – смешанный: например, носок должен быть съемным, теплостойким. Продольный набор располагается вдоль крыла по образующей (малка постоянная).

2.10. Крылья обратной стреловидности

КСС крыльев обратной стреловидности (КОС) аналогичны КСС крыльев прямой стреловидности (КПС) (рис. 2.43): – передний лонжерон короче, он более нагружен в корневой части; – обшивка и панели здесь мощнее.

110

Достоинства крыльев обратной стреловидности: – зона срыва потока КОС на больших углах атаки смещается с концов крыла к корню, поперечная и путевая устойчивости обеспечиваются до больших углов атаки, опасность сваливания на крыло уменьшается; Рис. 2.43. Самолет с крылом – концевой срыв обратной стреловидности потока отодвигается до углов атаки, превышающих C y.max , устойчивость и эффективность

поперечного управления обеспечивается до углов атаки до 80о; – посадочная скорость может быть уменьшена на 20…25%, малая скорость захода на посадку достигается без применения сложных средств механизации; – маневренные характеристики на больших углах атаки самолетов с КОС выше, чем у скоростных самолетов с КПС, самолеты с КОС имеют более высокий уровень безопасности полетов; – меньше вероятность сваливания в штопор; – компоновка самолета упрощается, так как центроплан расположен позади центра масс самолета и не мешает размещению пассажирских салонов или грузовых отсеков; – «правило площадей» удовлетворить проще, что снижает волновое сопротивление на околозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета. Основной недостаток – малые значения критической скорости дивергенции: изгиб такого крыла сопровождается закручиванием профиля в сторону увеличения углов атаки. Происходит дальнейший рост угла атаки упругого крыла за счет закручивания, растут Ykp , его изгиб, дальнейшее закручивание

вплоть до разрушения крыла, если V > Vдив . При такой скорости упругие силы конструкции не в состоянии уравновесить аэродинамические силы, которые изгибают и закручивают крыло. Применение крыльев обратной стреловидности стало возможным в результате применения в конструкции композиционных материалов с ориентированной намоткой, когда при изгибе крыла волокна КМ закручивают крыло в сторону 111

уменьшения углов α , что повышает Vдив без существенного увеличения массы.

2.11. Конструктивные особенности треугольных крыльев

Треугольные крылья применяют на самолетах со сверхзвуковой скоростью полета. За счет увеличения размеров хорды крыла в корне, где изгибающие моменты наибольшие, возможны уменьшение относительной толщины профиля c = c max / b и снижение волнового сопротивления крыла 2

C x в = Ac .

Достоинства треугольных крыльев: – большие внутренние объемы у корня; – большая изгибная и крутильная жесткость значения Vфл , Vдив , Vрев );

(высокие

– элероны и средства механизации задней кромки расположены перпендикулярно потоку, что повышает их эффективность; – допускается применение многолонжеронных КСС за счет больших хорд, что повышает живучесть крыла; – критические углы атаки большие, что уменьшает вероятность штопора. Недостатки: – снижается эффективность средств механизации передней кромки крыла из-за большого угла стреловидности; – возможности размещения средств механизации задней кромки ограничены (размах треугольного крыла небольшой); – α kp большие, и на посадке их трудно реализовать (высота передней опоры должна быть большой); – C y. max небольшие, посадочные скорости высокие. По конструкции треугольные крылья могут быть лонжеронными, кессонными и моноблочными. Нервюры чаще расположены по потоку, носки – по нормали к лонжерону. Однолонжеронные крылья могут быть с переломом продольных элементов (рис. 2.44, а) и с главной балкой аналогично стреловидным крыльям (2.44, б).

112

Рис. 2.44. Однолонжеронные треугольные крылья: 1 – передняя стенка, 2 – задняя стенка; 3 – лонжерон; 4 – главная балка В многолонжеронных крыльях лонжероны могут быть параллельными (рис. 2.45, а) или сходящимися (рис. 2.45, б). Достоинства и недостатки многолонжеронных крыльев: а) меньше масса крыла с параллельными лонжеронами: лонжероны короче, в месте Mизг. max толщина профиля максимальна, нет бортовой нервюры (рис. 2.45, а); но стоимость изготовления, трудоемкость выше, лонжероны имеют двойную кривизну по хорде и по размаху, малка переменная;

Рис. 2.45. Многолонжеронные треугольные крылья б) производство крыльев со сходящимися лонжеронами дешевле, трудоемкость изготовления ниже, малка поясов постоянна и близка к нулю; но масса выше: лонжероны длиннее, нужна усиленная бортовая нервюра из-за перелома здесь осей продольных элементов. Их общий недостаток: - требуется широкая заделка на фюзеляже; - шасси в крыло убрать нельзя.

113

2.12. Крылья изменяемой в полете стреловидности

Стреловидные крылья позволяют уменьшить волновое сопротивление, повысить Mkp . Однако при этом: - снижается подъемная сила крыла в cos 2 χ раз (см. рис. 2.3, а); - уменьшается C y. max , C αy , растут α kp ; - большие α kp трудно реализовать; - растет масса конструкции; - срыв потока на конце (χ > 0 ) снижает эффективность элеронов и средств механизации; - хуже взлетно-посадочные характеристики ( Vпос ↑, C y пос ↓, LВПП ↑ и т.д.). Крылья изменяемой стреловидности позволяют использовать преимущества стреловидности на больших скоростях и избавляться от недостатков ее на малых. Стреловидность может изменяться (рис. 2.46) поворотом консолей (рис. 2.46, а) или поворотом части консоли (рис. 2.46, б). Эффективность изменения стреловидности высокая в варианте «а», но фокус крыла и ц.м. самолета смещаются значительно, нарушаются устойчивость и управляемость, требуется увеличение площади и массы горизонтального оперения. В варианте «б» фокус изменяется мало, увеличивать Sго и mго приходится незначительно, но эффективность изменения χ на малых скоростях ниже, чем в варианте «а». Рис. 2.46. Крылья изменяемой в полете стреловидности 114

Достоинства крыльев изменяемой в полете стреловидности: – хорошие взлетно-посадочные характеристики при малых углах стреловидности; – уменьшение расхода топлива на дозвуковых скоростях за счет высокого K max при малой стреловидности; - повышение маневренности на малых скоростях за счет высоких C y max ; - уменьшение стреловидностью

болтанки за

счет

при

полете

снижения

с Cay ,

максимальной повышение

маневренности. Недостатки: - увеличение массы конструкции крыла в среднем на 4% за счет узлов и механизмов поворота; - необходимы поворотные пилоны для подвесных баков и грузов; - усложненная конструкция крыла; - сложность вывода коммуникаций из крыла в фюзеляж; - снижаются надежность, живучесть, ресурс за счет узлов поворота; - в процессе эксплуатации требуются частая регулировка узла поворота и устранение люфтов через 30…50 часов налета; - снижается жесткость крыла при кручении и изгибе.

2.13. Поворотные крылья

Крылья с поворотом консольных частей применяются в основном для самолетов палубной авиации с целью уменьшения габаритных размеров по размаху при стоянке (рис. 2.47).

Рис. 2.47. Поворотное крыло 115

2.13.1. Сочлененные крылья

Рис. 2.48. Сочлененные крылья: 1 - переднее крыло; 2 - заднее крыло; 3 - обтекатель. Достоинства сочлененных крыльев (рис. 2.48): - уменьшение массы крыльев за счет взаимного опирания друг на друга и взаимной поддержки. Можно также ожидать: - увеличения аэродинамического качества за счет снижения

(

)

волнового и индуктивного сопротивлений λ ↑, c ↓ ; - увеличения скорости полета за счет применения более тонких профилей; - повышения крутильной и изгибной жесткостей системы двух крыльев. К недостаткам следует отнести: - возможное увеличение сопротивления интерференции в зоне сочленения крыльев; - влияние переднего крыла на заднее, особенно на больших углах атаки. Однако практическое применение сочлененных крыльев задерживается: они теоретически и экспериментально должны быть исследованы.

2.14. Соединения элементов конструкции

В самолетостроении находят применение соединений: неразъемные и разъемные.

116

два

типа

2.14.1. Разъемные соединения

Допускают демонтаж соединяемых элементов без нарушения их целостности. Различают (рис. 2.49): неподвижные (Н), малоподвижные (МП) и подвижные (П) соединения. Неподвижные соединения – это соединения, в которых соединяемые элементы под нагрузкой не имеют взаимных макроперемещений. Примеры: стыковые узлы крыла и оперения, стыковые соединения отсеков фюзеляжа, узлы навески двигателей и др. Неподвижные соединения позволяют отстыковывать эти агрегаты. Соединения осуществляются с помощью Рис. 2.49. Разъемные соединения болтов, винтов и др. В таких соединениях напряжения смятия принимают σсм = 1...1,3 σb . Малоподвижные и подвижные соединения отличаются не степенью подвижности, а нагрузками при взаимных перемещениях элементов. Подвижные соединения: взаимное перемещение элементов происходит при эксплуатационных (больших) нагрузках, возможны выдавливание смазки, сухое трение и интенсивное изнашивание трущихся элементов. Здесь напряжения смятия должны быть минимальными: σ см = 0,2 σb . Малоподвижные соединения: при взаимных перемещениях элементов нагрузки малы. Пример - узлы механизма уборки и выпуска шасси, тогда σсм = 0,65 σb . Условия прочности: 4P Р ; при смятии dδσсм = Р, δ = . (2.33) при срезе d = πτb dσсм 2.14.2. Неразъемные соединения

Такие соединения применяются для соединения элементов каркаса планера друг с другом и обшивкой. Они не допускают разборку без нарушения состояния элементов, допускающих 117

повторную сборку. В самолетостроении применяют такие неразъемные соединения: заклепочные, болтовые, сварные, клееклепаные, клеесварные, паяные. получили наибольшее Заклепочные соединения распространение в современном самолетостроении и составляют около 60% всех соединений. Это соединения встык, внахлестку, на подкладных лентах, на профиле (см. рис. 2.21). Соединения получаются в результате сверления отверстий в соединяемых элементах, постановки заклепок и их расклепывания с помощью специального инструмента. Заклепочные швы могут быть прочными и прочноплотными, обеспечивающими также герметичность соединения. Материал заклепок: алюминиевые сплавы – Д18П, В65, В94, Д19П, АМг5П; стальные сплавы – 15А, 1ХН18Р9Г, 30ХГСА. Типы заклепок: – с полукруглой головкой (для ручной клепки) (рис. 2.50, б);

Рис. 2.50. Параметры заклепочного соединения и типы заклепок – с плоской головкой для прессовой клепки (рис. 2.50, в); – потайные с углом раствора 90 и 120° для соединений, выходящих в поток (рис. 2.50, г); – заклепки односторонней клепки с сердечником; – высокоресурсные заклепки (рис. 2.50, д, е, ж). При выборе типа заклепок руководствуются следующим: – для силовых швов, не находящихся в потоке, в случае ручной клепки применяют заклепки с полукруглой головкой, в случае прессовой клепки – заклепки с плоской головкой;

118

– для клепки обшивки с элементами каркаса применяют потайные заклепки с углами раствора 90 и 1200, для этого после сверления отверстий выполняют зенкование под головку заклепки; - при затруднительных подходах к замыкающей головке применяют заклепки с сердечником односторонней клепки; - для повышения ресурса применяют высокоресурсные заклепки - 75...80% усталостных разрушений планера начинается с отверстий под болты и заклепки. Для повышения усталостной прочности применяются: – заклепки с компенсаторами, которые расположены на (δ ≤ 1,8 мм), торцевой поверхности закладной головки (разработаны в ХАИ); – клепка прямым методом образования замыкающей головки; – заклепки–стержни (рис. 2.50, е), δ ≥ 3,5 мм . Выбор параметров заклепочных соединений Параметры заклепочных соединений включают в себя (рис. 2.50, а): диаметр заклепок d, шаг t, расстояние до края листа а. Условия прочности: 1. Усилие среза заклепки πd2 Pср.з = τ3 .

(2.34) 4 2. Усилие смятия листа Pсм.л = d δ σсм.л .

(2.35) 3. Усилие среза листа Pср.л = 2(a − d / 2 ) δτ л .

(2.36) 4. Усилие разрыва листа (2.37) Рр.л = (t − d) kσb δ. Здесь τ3 - расчетное напряжение среза заклепки; σсм.л - расчетное напряжение смятия листа; τ л - расчетное напряжение среза листа. Условия равнопрочности: а) Pср.л = Рсм.л. ; для алюминиевого сплава τ3 = 240 МПа,

σсм = 500 МПа, тогда d / δ =3,18 для односрезного соединения и d / δ =1,59 для двухсрезного соединения; б) Pср.л = Р см.з. , a = d / 2 + πd2 τ3 / 8δτ л ,

в) Pср.л = Рсм.л. , г) Pср.л = Рсм.л. ,

amin = 2d ;

amin = 1,75d ;

t / d = 1 + σсм / kσb , 119

t = 2,65d для Д16.

Приближенно по статистике d = 2 s, a = 2d + 2мм , t = 3d для односрезного соединения, t = 5d для двухсрезного соединения элементов из алюминиевых сплавов. Болтовые соединения (рис. 2.51). Эти соединения аналогичны заклепочным, заменяют последние при передаче больших усилий, когда по условиям прочности диаметр заклепки d ≥ 8 мм и ее в холодном состоянии расклепать нельзя, или, когда нет подходов, для клепки применяют винты с анкерными гайками. Длина болта включает L = S + Sш + Hг + Δh, Δh = 1,2...2 шага резьбы. Сортамент предусматривает длину L через 2 мм. Болты в авиации для повышения усталостной прочности не вытягиваются, а высаживаются, резьба не нарезается, а накатывается. При накатке и высаживании не разрезаются волокна прутка, из которого изготовляется болт, что повышает его усталостную прочность.

Рис. 2.51. Параметры болтового соединения Обязательна контровка. Пружинные шайбы Гровера в авиации применять запрещено. Болты, работающие на растяжение, изготавливают по h12 и устанавливают с зазором 0,1…0,2 мм, болты, работающие на срез, чистовые, их изготовляют по h8 и устанавливают в отверстия, выполненные по H9 , H8 . Усталостные разрушения начинаются у отверстий под болты и заклепки. Для повышения усталостной прочности в 5…10 раз применяют радиальный натяг; когда диаметр болта на 1…1,2% превышает диаметр отверстия, повышают усилия сжатия пакета срезного соединения, применяют пластическую деформацию поверхностного слоя отверстия, используют материал с высокой 120

усталостной прочностью, используют высокоресурсные крепежные элементы и т.д. Недостатки болтовых и заклепочных соединений: - повышенная трудоемкость выполнения соединения (сверление, зенковка, развертывание и т.д.); - ослабление соединяемых элементов отверстиями под болты и заклепки, что повышает массу на 8…10%; - снижение статической и усталостной прочности вследствие концентрации напряжений у отверстия; - нарушение гладкости поверхности при клепке; - увеличение массы за счет выступающих головок болта, гаек, замыкающих головок заклепок; - шумность процесса клепки; - необходимость внутришовной и поверхностной герметизации. Сварные соединения. Такие соединения нашли широкое применение в конструкции шасси, топливных баков, в соединениях элементов стальных и титановых конструкциях, т.е. когда материал элементов хорошо сваривается. Достоинства сварки соединений: - снижение массы конструкций на 1…5% за счет отсутствия выступающих головок болтов и шайб; - отсутствие ослаблений отверстиями под болты и заклепки, а также дополнительной концентрации напряжений у отверстия; - герметичность при роликовой сварке и сварке оплавлением; - удешевление процесса сборки в целом по сравнению с заклепками; - бесшумность процесса. Недостатки: - ослабление материала конструкции на 20…30% при всех видах сварочных швов; - коробление, наличие остаточных напряжений; - концентрация напряжений при резких изменениях сечений. Параметры сварных соединений выбираются по условиям прочности: а) сварка встык (рис. 2.52, а): при растяжении σ d = P / bδ ≤ ϕσb , (2.38) при сжатии σ d ≤ ϕσсж , где ϕ = 1 для косого шва, ϕ = 0,7...0,9 для обычных швов; б) соединение внахлестку угловым швом (рис. 2.52, б): 121

τd = P / 2bk ≤ 0,7 τb ,

(2.39) τb = 0,6σb , k − катет; в) соединение внахлестку фланговым швом (рис. 2.52, в): τd = P / 2bk ≤ 0,7εb , (2.40)

Рис. 2.52. Типы сварных соединений Клеевые соединения. Достоинства клеевых соединений: – хорошее качество наружных поверхностей; – герметичность соединения; – снижение массы и трудоемкости изготовления соединения в сравнении с болтовыми и заклепочными; – меньше опасность возникновения коррозии (клей изолирует металл друг от друга); – высокая долговечность и усталостная прочность; – повышение жесткости конструкции из тонких элементов. Недостатки: – сложность техпроцесса и особенно контроля качества склеивания; – сравнительно низкая теплоемкость клея; – нестабильность и быстрое изменение прочности и других свойств многих клеев (старение). С этой целью клеевое соединение усиливают заклепками (клееклепаное соединение) или сварными точками (клеесварное соединение). Это повышает надежность и усталостную прочность. Проектировочные расчеты - приближенные. Условие прочности (рис. 2.53): 122

σbлbδ = τb

кл ba ,

откуда a / δ = σbл / τb

(2.41)

кл .

Здесь σbл - предел прочности листа;

τb кл

клеевого шва.

- предел прочности Рис. 2.53. Клеевое соединение 2.15. Стыковые узлы агрегатов ЛА

Эксплуатационные, конструктивные и производственные требования вызывают необходимость выполнять крылья, оперение разъемными. Разъемные соединения агрегатов с фюзеляжем, центропланом, частей отсеков называют стыковыми узлами. Они осуществляют связь силовых элементов конструкции одних частей и отсеков с другими, передавая усилия, и вместе с этим увеличивают массу конструкции. Тип стыковых узлов определяются КСС агрегатов. Различают точечные и контурные стыковые узлы.

2.15.1. Точечные стыковые узлы крыла и оперения

По конструктивному исполнению точечные стыковые узлы бывают шарнирные – безмоментные, воспринимающие только поперечные и осевые силы, и жесткие – моментные, передающие изгибающий момент, поперечные и осевые силы (рис. 2.54). Однолонжеронное крыло (рис. 2.54, а) имеет три точки крепления: моментный узел по лонжерону (точки 1 и 2) и безмоментный, шарнирный по стенке – 3.

Рис. 2.54. Схема расположения точечных стыковых узлов крыла Двухлонжеронное крыло имеет 4 точки крепления: два моментных узла 1 – 2 и 3 – 4 по лонжеронам. Следовательно, каждый лонжерон передает свою нагрузку – изгибающий момент и перерезывающую силу – моментным стыковым узлом. Наибольшее распространение получили вильчатые стыковые узлы по лонжеронам и стенкам.

123

Соединение типа «ухо – вилка» (рис. 2.55) является самым распространенным в машиностроении, в том числе и в авиастроении.

Рис. 2.55. Соединение типа «ухо-вилка» Здесь 1 – вилка, 2 – ухо (проушина), 3 – болт. Соединяемые детали и крепежные элементы работают на разрыв и смятие проушины, срез и смятие болта при передаче нагрузки N с проушины 2 на вилку 1. Тогда для проушины

Nсм

Np = (b − d)δσb ; ⎫ = dδσсм; δ = Nсм / dσсм,⎬⎭

(2.42)

где d - диаметр болта (3); δ - толщина проушины (2). Моментные стыковые узлы крыла и оперения имеют две проушины: верхнюю 1 и нижнюю 2, соединенные стойкой 3 и стенкой 4 (рис. 2.56, а).

Рис. 2.56. Проушина с горизонтально (а) и вертикально (г) расположенными болтами 124

Стойка распределяет поперечную силу Q поровну по проушинам. Проушины передают изгибающий момент Мизг в виде осевых сил N, действующих по оси ц.м. поясов лонжеронов, и поперечную силу Q от стенки. Осевое усилие N определится по зависимости N = Mизг / Hnp , (2.43) где Hnp = H − b - расстояние между осями отверстий; b - ширина проушины. Стремление снизить осевое усилие N и массу проушины и вилки реализуется таким образом: 1. Лонжерон размещают в месте максимальной толщины профиля крыла Hmax , стремясь по максимуму увеличить Hnp , но

это увеличение ограничивается контуром профиля крыла; 2. Используют проушины гребенчатого типа (рис. 2.56, в). За счет увеличения числа плоскостей среза болта по условиям прочности уменьшаются диаметр болта d и размер проушины b , что приводит к росту Hnp = H − b и снижает N . Однако в производстве изготовить такие проушины сложнее, в эксплуатации стыковка затруднена.

3. Применяют проушины с вертикально расположенными болтами. Увеличение числа болтов позволит уменьшить толщину проушины δ по условию ее смятия и повысить Hnp = H − δ . Однако в условиях эксплуатации стыковка таких крыльев, особенно в полевых условиях, затруднена. Поэтому встречаются комбинации в расположении болтов: нижняя проушина имеет горизонтальное расположение болта, верхняя – вертикальное расположение (Ме-109). Стыковка проводится сначала по нижней проушине, затем консоль крыла поворачивается относительно оси нижнего горизонтального болта. Верхняя проушина входит в зацепление с вилкой фюзеляжа с вертикально расположенным болтом. Обязательным элементом стыкового узла является стойка, которая распределяет поперечную силу Q от стенки поровну по проушинам.

125

В монолитных конструкциях лонжеронов проушины (вилки) изготавливаются совместно с основными элементами – полками лонжеронов.

2.15.2. Определение размеров проушины вильчатых стыковых узлов

Проушина является ответственным элементом стыкового узла, передающая большие нагрузки. Ее масса значительна. Снижение массы проушины - цель проектировочных расчетов по выбору ее размеров (рис. 2.57).

Рис. 2.57. Расчетная схема вильчатого стыкового узла Размеры проушины определяются из таких условий: 1) прочности проушины на разрыв M (2.44) = (b − d)δpkσb , H−b где k - коэффициент концентрации напряжений у отверстия, принимаемый по справочникам; 2) прочности болта на срез M = nπd2 τb / 4 , (2.45) H−b где H - габаритная высота, за пределы которой не должны выходить контуры узла; b - ширина проушины; n - число плоскостей среза болта. Масса проушины определяется по соотношению m = b 2 δ(π / 8 + dp / b )ρ , где p = A / d =1,5…3 по статистике; A - расстояние от оси болта до стойки.

126

Из условия (2.44) вытекает ⎛ d ⎞⎛ 1 ⎞ b 2 δp = M / ⎜1 − ⎟⎜ − 1⎟kσb . ⎝ b ⎠⎝ b / H ⎠ Преобразуя зависимость (2.45), получим b 2 b3 M 4 − = .

H2 H3 H3 nπτδ (d / b )2 Из этого уравнения приближенно найдем 4 M b = 1,2 3 .

H H nπτδ (d / b )2 Тогда m=

Mρ σb

π / 8 + pd / b

. ⎛ ⎞ d/b ⎟k (1 − d / b) ⎜⎜ ⎟ 3 ⎝ 1,2 M / H 4 / nπτδ − 1 ⎠ Алгоритм проектировочного расчета: 1. Выбираем материал болта и его характеристики σδ , τδ , σсм.б , материал проушины и σnp , τnp , σсм.np . Принимаем n и р=1,5…3,0.

2. Задаем d / b = 0,35; 0,40 … 0,65 и y / x = 1,0 … 1,4.

3. Вычисляем по приближенной зависимости k = 0,565 + 0,48 y / x − 0,1b / d ≤ 1.

4. Для каждого значения d/b вычисляем m .

5. Строим график m = f (d / b ) .

6. Находим (d / b ) opt .

7. Для (d / b ) opt вычисляем b / H, b, d = (d / b )opt × b .

8. Для (d / b ) opt вычисляем δ из условий прочности: - проушина на разрыв δp =

M ; (H − b)(b − d)k σb.np

- смятие болта δ cм.δ = M / (H − b ) d σ cм.δ ;

- смятие проушины δ cм .np = M / (H − b ) d σ cm .np ;

- срез проушины δcp.np = M / (H − b )b r τcp.np , r принимаем по таблицам справочника. Принимаем δ max .

9. Повторяем расчет для других отношений y / x .

127

10. Окончательно останавливаемся на варианте mmin

min .

Алгоритм проектировочного расчета проушины с вертикально расположенным болтом: 1. Выбираем материал болта σ δ , τ δ , σ cм.б , материал проушины σnp , τnp , σ cм.np , принимаем число плоскостей среза n , число болтов n δ .

2. Задаем ряд значений δ / H = 0,1 … 0,19 и вычисляем δ . Расчеты удобно вести в таблице (табл. 2.5). δ/H

δ

N

d

b

Ncм.np

Ncp.np.

Ncм.б

Таблица 2.5 my d/b

0,1 ………

0,19 3. Вычисляем диаметр болта: πd2 nn δ τ δ = M / (H − δ ); d = 0,8 M / (H − δ )n δ τ δ , n = 2 .

4 4. Определяем ширину проушины из условия ее прочности на разрыв: (b − d)δkσnpnδ = M / (H − b), b = d + M / (H − b) kσnpnδδ .

5. Вычисляем располагаемые усилия из условия прочности проушины на смятие и срез, а также болта на смятие: Ncм.np = dδσcм.np ; Ncp.np = 2 yδτcp.np ; Ncм.δ. = dδσcм.δ .

6. Наименьшее значение Ncм.cp сравниваем с передаваемым усилием узлом N = M / (H − b ) nδ . Все значения δ, d, b , не обеспечивающие это условие ( Ncm.cp < M / (H − b ) nδ ), отбрасываем. Дальнейшие расчеты ведем только для значений δ и, соответственно, d и b , которые обеспечивают условие Ncm.cp ≥ M / (H − b ) nδ .

7. Вычисляем отношение d / b . d⎞ ⎛π 8. Определяем массу m y = f (d / b ) = b 2 δnδ ⎜ + p ⎟ρ . b⎠ ⎝8 9. Строим график m y = f (d / b ) и находим (δ / H) opt

условия m y min .

128

для

10. Вычисляем соответствующие условию m y min параметры δ, b, d .

2.15.3. Контурные соединения кессонных и моноблочных крыльев и агрегатов

Все силовые элементы КСС крыла и оперения должны соединяться друг с другом (рис. 2.58, а). Кессонные и моноблочные КСС агрегатов имеют крепления по контуру профиля, усилия здесь с одного агрегата на другой передаются по лонжеронам, стрингерам и обшивке (многоточечное контурное соединение). Различают фитинговые, фланцевые и накладные стыковые узлы. Фланцевые и фитинговые соединения показаны на рис. 2.58. Болты во фланцевых и фитинговых соединениях работают на растяжение от действия изгибающего момента и срез при передаче поперечной силы и крутящего момента. Во фланцевых соединениях стягивающие болты могут быть расположены снаружи поверхности крыла, оперения, что обеспечивает хорошие подходы к болтам (рис. 2.58, б). В данном случае увеличивается расстояние между осями болтов, уменьшаются усилия в болтах и масса конструкции, однако ухудшается аэродинамика, растет сопротивление. Такой вариант может быть рекомендован для стыковых соединений, не выходящих в воздушный поток (стык консолей стабилизатора самолета Ил-14 внутри фюзеляжа). Для улучшения аэродинамики фланцевое соединение может быть утоплено внутрь крыла (рис. 2.58, в). Однако здесь снижается Hnp , растут усилия в болтах, масса конструкции, необходимы специальные лючки для подхода к болтам. Фланцевые соединения просты в производстве. Они могут быть изготовлены из стандартных профилей. Однако опорное ребро-полка работает на изгиб и передача нагрузки происходит с эксцентриситетом, что приводит к росту массы в сравнении с фитинговыми соединениями.

129

Рис. 2.58. Фланцевые (б, в) и фитинговые (г) контурные соединения крыльев Для снижения или исключения эксцентриситета в передаче нагрузки ось стягивающего болта необходимо совместить с осью жесткости стыкуемых элементов (полки лонжерона или панели). Так выполнены фитинговые соединения. Фитинговые соединения могут быть с индивидуальными (по каждому стрингеру, крыло Ил-28) и монолитными (по контуру панели, крыло Бе-30) фитингами. Силовая связь осуществляется болтами, расположенными в колодцах, закрываемых лентами на винтах (рис. 2.58, г). В монолитных панелях колодцы выполняются в утолщениях законцовки панели. В накладных стыковых узлах (рис. 2.59) силовую связь осуществляет накладка 1, соединяющая полки лонжеронов или панелей 2. Болты, соединяющие полки лонжеронов, панелей и накладку, работают на срез. Такие соединения находят применение при стыковке крыла с центропланом на самолете Ан-225 «Мрія», т.е. целесообразны, кода обшивка толстая (тяжелые самолеты).

130

Рис. 2.59. Накладное стыковое соединение 2.16. Аэроупругость

Аэроупругость - это раздел прочности самолета, который рассматривает взаимодействие аэродинамических, упругих и инерционных сил, действующих на конструкцию крыла, оперения, и работу конструкции самолета под действием этих сил. В нашем курсе необходимо проследить влияние параметров конструкции крыла и оперения на их жесткость и характеристики аэроупругости. Различают две группы явлений аэроупругости: статическую, которая рассматривает взаимодействие аэродинамических и упругих сил, и динамическую, в которой кроме аэродинамических и упругих сил принимаются во внимание силы инерции. Статическая аэроупругость изучает явления: дивергенции несущих поверхностей, реверса органов управления, перераспределения нагрузки по хорде и по размаху, местную жесткость оболочек. Явления динамической аэроупругости - флаттер, бафтинг, динамические нагружения. Рассмотрим некоторые из этих явлений.

2.16.1. Дивергенция несущих поверхностей

Дивергенция (рис. 2.60) - статическая неустойчивость упругой конструкции в воздушном потоке под действием аэродинамических сил и сил упругости. Дивергенция возникает при увеличении угла закручивания несущей поверхности под действием аэродинамических сил, которые возрастают при увеличении угла закручивания. Это происходит, когда ось центров жесткости конструкции расположена позади фокуса. Пусть крыло находится в воздушном потоке V и угол его атаки равен α . Под действием подъемной силы крыла происходит его закручивание относительно центра жесткости на угол θ , угол атаки получит приращение и станет равным α + θ1 .

131

Рис. 2.60. Дивергенция несущей поверхности Тогда

подъемная сила крыла возрастет на величину V2 α ΔY1 = C y θ1ρ S , приложенную в точке фокуса. Эта сила на плече 2 x Ж − xF создаст дополнительный крутящий момент ΔMkp1 = ΔY1 (x ж − xF ) , который приведет к дополнительному

закручиванию крыла на угол θ 2 , подъемная сила возрастет и создаст дополнительный крутящий момент ΔMkp 2 = ΔY2 (x ж − xF ) , что увеличивает угол атаки на величину θ3 → ΔY3 → ΔMkp3 → θ 4 и т.д.

Если скорость полета самолета V < Vдив ниже критической, называемой критической скоростью дивергенции, за счет упругих сил конструкции наступает устойчивое равновесие аэродинамических сил и сил упругости

n

∑ ΔMkpi i=1

= Mупр .

При V > Vдив приращения аэродинамических сил превышают приращение упругого восстанавливающего момента и крыло разрушается, т.к. для рассматриваемой скорости полета оно недостаточно жесткое на кручение. Приближенно где Sk

(2.46) Vдив ≈ 2GIkp / Cα y ρ Sk A k (xц.ж − xF ) , - площадь консоли крыла; GIkp - жесткость крыла при

кручении: G - модуль упругости второго рода (модуль сдвига) материала крыла; Ikp - крутильный момент инерции крыла; A k длина консоли; ρ - плотность воздуха на данной высоте; x ж и x F координаты центра жесткости и точки фокуса от носка профиля; Cαy - производная от C y по углу атаки α . Пути повышения Vдив : 1) Vдив↑: ( GIkp )↑за счет роста c ↑ и δобщ ↑, 132

mобщ ↑ ;

2) Δx = x ж − xF ↓, x ж → xF , xF ↑ при M ↑ ; 3) M ↑, C αy ↓, Vдив ↑ ; 4) ρ ↓, H ↑ ; 5) изгиб крыльев прямой стреловидности сопровождается кручением, уменьшающим углы атаки, концевые сечения и увеличивающим Vдив (χ ↑, Vдив ↑ ) . Изгиб крыльев с обратной стреловидностью сопровождается кручением, увеличивающим углы атаки концевых сечений и уменьшающим Vдив . Это основная причина по которой χ < 0 не применяется. Применение КМ с ориентированной намоткой, уменьшающей углы атаки концевых сечений при изгибе, позволит применить обратную стреловидность (Су-37). Расчеты и опыт показывают, что у крыльев с прямой стреловидностью явление дивергенции обычно не наступает.

2.16.2. Реверс органов управления

Реверс органов управления - это частичная или полная потеря их эффективности (рис. 2.61):

Рис. 2.61. Реверс органов управления При отклонении элерона (руля) на угол δэ возникает приращение аэродинамической силы ΔY, которое закручивает крыло конечной жесткости на угол ϕ , что приведет к уменьшению угла атаки упругой конструкции α y = α ж − ϕ и, следовательно, к уменьшению подъемной силы, ΔC yy = ΔC yж − ΔC y . При ΔC y = ΔC yж ΔC yy = 0. Следовательно, V = Vрев (критическая скорость реверса)

и происходит полная потеря эффективности элеронов или рулей:

(

Vрев =≈ 2GIkp / Cαy ρ Sk A 0 xF2 − xF1

)

где Sk - площадь консоли крыла, занятая элероном; 133

(2.47)

A 0 - расстояние от борта фюзеляжа до элерона; xF1 ,

xF2 - координаты фокуса при δэ = 0 и δэ ≠ 0 .

Пути повышения Vрев :

1. Повышение (GIkp ) ↑ за счет ↑,

δ oδ ↑,

m oδ ↑ .

2. Переход к управляемым консолям, когда xF1 = xF2 (ЦПГО).

3. Уменьшение стреловидности крыла приводит к уменьшению углов закручивания, переход к крыльям обратной стреловидности повышает углы атаки при изгибе.

4. Смещение элеронов или внутренних секций к фюзеляжу, где жесткость крыла на кручение выше.

5. Применение членения элеронов на внешнюю и внутреннюю секции: внешняя работает на взлете и посадке при малых скоростях, внутренняя находится в зоне большей GIkp жесткости крыла на кручение и работает на всех режимах полета.

2.16.3. Флаттер

Флаттер - динамическая неустойчивость упругой конструкции в воздушном потоке, которая заключается в возникновении вынужденных колебаний консоли крыла или оперения с увеличивающейся амплитудой. При недостаточной жесткости консоли флаттер приводит к разрушению конструкции. Различают: - изгибно-крутильный флаттер крыла (крыло одновременно изгибается и закручивается); - изгибно-элеронный флаттер крыла (крыло изгибается, колеблется, одновременно отклоняются элероны); - изгибно-рулевой флаттер горизонтального оперения; - изгибно-крутильно-рулевой флаттер оперения; - панельный флаттер. Изгибно-крутильный флаттер характеризуется совместной изгибной и крутильной деформацией крыла. Считается, что проводка управления элеронами абсолютно жесткая и отклонений элеронов в процессе колебаний не происходит. При изгибноэлеронном флаттере абсолютно жестким на кручение считается консоль и поворота ее сечения не происходит. Оба случая идеализированы, и в реальной конструкции происходит наложение 134

этих видов флаттера. Рассмотрим изгибно-крутильный флаттер (рис. 2.62).

Рис. 2.62. Флаттер упругой конструкции Пусть консоль крыла под действием набежавшего потока получила деформацию y (рис. 2.62, а). После исчезновения набежавшего потока под действием упругих сил конструкции Pупр , которые приложены в центре жесткости (положение I на рис. 2.62, в), консоль будет возвращаться в прежнее положение с ускорением a = d2 y / dt 2 . За счет ускорения a возникают инерционные силы Pин = ma , равнодействующая которых приложена в центре массы и закручивает консоль относительно ц.ж. на угол θ (положение II на рис. 2.62, в). Вследствие закручивания крыла возникает возбуждающая сила 2 ρV ΔYв = Cαy θ 1 b , пропорциональная квадрату скорости. При 3 движении вверх консоль обтекается воздушным потоком со скоростью V , которая складывается со скоростью Vy . Это изменяет угол атаки профиля на величину Δα , что приводит к возникновению дополнительной воздушной нагрузки ρV 2 1b , которая направлена 2 противоположную ΔYв , и названа демпфирующей. ΔYд = Cα y Δα

135

в

сторону,

При переходе через нейтральное положение (положение III на рис. 2.62, в) силы инерции меняют знак, но под действием инерции консоль проходит положенное равновесие и двигается вверх, пока силы упругости не остановят ее. Из-за изменения направления силы инерции при переходе через нейтральное положение при дальнейшем движении консоли вверх угол ее закручивания уменьшается. Если начальное перемещение сечения консоли вниз больше, чем перемещение вверх y1 > y 2 , колебания затухают. При y 2 > y1, V > Vфл ( Vфл – критическая скорость флаттера) колебания становятся незатухающими, амплитуда y нарастает и крыло разрушается. Характер колебаний консоли зависит от соотношения работ сил Py , ΔYd , ΔYb . При V < Vфл A в < A y + A д и колебания затухают. При V > Vфл

A в > A y + A д и консоль разрушается

(рис. 2.63). Приближенно Vфл ≅

Рис. 2.63. Соотношения работ упругих сил конструкции Ау и аэродинамических сил Ад, Ав

2GIkp

C αy ρ A k b(x ц.м − x F )cоsχ

.

(2.48) Пути повышения критической скорости флаттера: 1. GIkp ↑ , Vфл ↑ за счет с ↑,

δобш ↑,

mобш ↑ .

2. ρ ↑, H ↓ .

3. M ↑, Cαy ↓ .

4. Рост стреловидности: χ↑, cosχ↓.

5. Смещение ц.м. вперед за счет постановки противофлаттерных грузов для балансировки х ц.м. ↓ . При массе балансировочных грузов 4…6% от массы крыла Vфл повышается на 15…20%. Грузы ставят на конце консоли крыла, в носке профиля. Необходимо обеспечить Vдив , Vрев , V фл > 1,25...1,3 Vmax .

136

При изгибно-элеронном флаттере консоли крыла, оперения дополнительно к рассмотренным выше факторам за счет отклонения рулей, элеронов, вызванных силами инерции, возникает дополнительная возбуждающая сила ΔYэл и работа этой силы снижает Vфл (рис. 2.64).

Рис. 2.64. Изгибно-элеронный флаттер Рассматривая изгибно-элеронный флаттер, будем считать, что закручивания сечения крыла не происходит, т.е. жесткость крыла на кручение очень велика. Для устранения изгибноэлеронного флаттера совмещают центр массы элерона с его осью вращения за счет балансировочных грузов. Целесообразнее эту задачу решать рациональным конструированием: если это не удается, устанавливают грузы. Балансировочный груз может быть: 1) распределенным по всему размаху элерона, тогда обеспечивается полная статическая и динамическая балансировка; 2) сосредоточенным, тогда конструкция упрощается, плечо может расти, однако сечения элеронов закручиваются друг относительно друга. Эффективное средство повышения Vфл: 137

- постановка демпферов, поглощающих энергию колебаний элеронов, консолей; - повышение жесткости тяг системы управления.

2.16.4. Бафтинг

Бафтинг (англ. buffet - ударять, бить) - неустановившиеся колебания конструкции оперения, обусловленные аэродинамическими импульсами, вызванными спутной струей позади крыльев, гондол, выступов (рис. 2.65). При обтекании на больших углах атаки крыла образуется зона срыва потока, заполненная вихрями. Упругое тело в зоне вихрей Рис. 2.65. Бафтинг оперения колеблется и при наступлении резонанса разрушается. Мера борьбы с этим – вынос стабилизатора из зоны срыва потока 2.16.5. Местная жесткость оболочки

Воздушная нагрузка qв вызывает прогиб обшивки fобш на участке между стрингерами, нервюрами, что приводит к росту аэродинамического сопротивления (рис. 2.66).

Рис. 2.66. Прогибы обшивки крыла Относительное значение прогиба не должно превышать 0,002, т.е. fобш / b ≤ 0,002, где b – шаг стрингеров или нервюр (см. рис. 2.65). Прогиб fобш определяется по зависимости fобш = cqвb 4 / Eδ3обш ,

где с=0,0285.

138

Воздушная

нагрузка на верхней поверхности обшивки 1 2 профиля крыла qв.в = qв , на нижней – qв.н = qв , где 3 3 qв = mg / Sкр . Следовательно, толщина обшивки с учетом требований аэродинамики должна быть не меньше

δ обш.в = b

3

9,5

qв.в ; δ обш.н = b E

3

4,75

qв.н .

E

2.16.6. Перераспределение нагрузки по размаху

Изгиб крыла сопровождается его кручением, что приводит к перераспределению нагрузки по размаху (рис. 2.67). У прямого крыла крутящий момент увеличивает угол атаки концевого сечения (рис. 2.67,а), по размаху стреловидного крыла изгиб сопровождается кручением, уменьшающим угол атаки концевых сечений (рис. 2.67,б).

Параметры

Рис. 2.67. Перераспределение воздушной нагрузки по размаху консоли крыла Влияние основных параметров крыла λ, χ, η, c на его важнейшие характеристики показано в табл. 2.6. Таблица 2.6

Ck.b

C x.n

Cα y

Массовые характеристики

λ↑

↑-

↓+

↑+

↑-

↓-

↓-

↓-

12..10..8..3..2.5

χ↑

↓+

↓-

↑-

↑+

↓-

↑+

Mχ = Mχ = 0

↓+

↑+

↑+

↑+

2.25..6….∞

↓+

↑+

↑+

↑+

14% и менее

Аэродинамические характеристики

opt 2…25

η↑ c↑

↑↑

↑+

Жесткостные характеристики

Vрев Vрев

139

Vфл

Ориентировочное значение

2 1 + cos χ

2.17. Элероны

Элероны предназначены для обеспечения поперечной (относительно оси ОХ) устойчивости, управляемости и балансировки самолета. Они расположены у задней кромки крыла и отклоняются одновременно в разные стороны. Относительные размеры элеронов: bэл = b эл / b =0,25…0,3; lэл = lэл / l =0,2…0,4; δэл вверх = 20…25°; δэл вниз = 10…15°; Sэл = Sэл / Sкр =0,05…0,08 до 0,03…0,04. Требования к элеронам: 1) минимальный момент рыскания (отклонение самолета по курсу относительно оси ОУ) при крене, при этом разворот самолета должен происходить в сторону крена; 2) полная весовая балансировка при наименьшей массе балансировочных грузов; 3) обеспечение эффективности на всех режимах полета самолета; 4) критическая скорость реверса должна превышать максимальную скорость полета; 5) малые шарнирные моменты; 6) исключение возможности заклинивания при деформациях крыла в полете; 7) простота монтажа и демонтажа элеронов на крыло и обеспечение взаимозаменяемости. Рассмотрим пути реализации этих требований.

1. Снижение момента рыскания При отклонении элеронов на одинаковые углы вниз − δ э (на левой консоли) и вверх + δэ (на правой) происходит следующее: 1. Приращение подъемной силы на левой консоли на величину ΔYл и снижение на правой на величину ΔYпр . Силы ΔYл и

ΔYпр создают

несбалансированный

момент

Mx ,

т.е.

обеспечивают управляемость по крену (рис. 2.68,а).

2. Увеличение лобового сопротивление поднятой (левой) консоли крыла на величину ΔQ х пр

ν2 = ΔC х лρ Sкр.эл , а также 2

уменьшение лобового сопротивления опущенной консоли (правой) 140

ν2 Sкр.эл (рис. 2.68, в). При этом на величину ΔQ хл = ΔC х прρ 2 ΔC x пр < ΔC хл (рис. 2.68, б) и, следовательно, ΔQпр < ΔQ л . В результате на самолет при отклонении элеронов действует не только момент крена, но и момент рыскания, который направлен в сторону, противоположную скольжению при крене, что противоречит условиям нормального пилотирования. Заметим, что понятия «правая» и «левая» консоль привязаны к виду самолета сверху (рис. 2.68, в).

Рис. 2.68. Возникновение момента рыскания при отклонении элеронов Для снижения (устранения) момента рыскания: 1) применяют дифференциальное отклонение элеронами, обычно вниз отклоняются на 10…15°, вверх – на 20...25°; 2) смещают ось вращения вниз: при отклонении элерона вверх носок элерона выходит в поток и увеличивает сопротивление (рис. 2.69); 3) используют интерцепторы: на крыле (перед элероном) с поднятым вверх элероном отклоняется интерцептор, сопроРис . 2.69. Смещение оси вращения тивление увеличивается, элерона ΔΜ y уменьшается.

141

2. Весовая балансировка элеронов Весовая балансировка элеронов предусматривает совмещение оси вращения с центром масс для предотвращения изгибно-элеронного флаттера крыла. На рис.

2.70 показаны варианты расположения балансировочных грузов ( mгр = mэл a / e ):

Рис. 2.70. Весовая балансировка элеронов – а – сосредоточенное расположение груза, при этом увеличивается расстояние от ц.м. груза до оси вращения e , что позволяет снизить массу груза, но приводит к закручиванию удаленных от места расположения груза сечений элерона; – б – распределенное расположение груза в носке элерона, что исключает закручивание элерона, но приводит к увеличению массы груза; – в – толстая обшивка носка элерона и предельно легкая конструкция остальной части, расположенной за осью вращения, груз может отсутствовать; – г – расположение лонжерона вращения, груз может отсутствовать.

элерона

впереди

оси

3. Повышение эффективности элерона на больших углах атаки (улучшение срывных характеристик) У стреловидных крыльев прямой стреловидности на больших углах атаки срыв потока начинается на конце крыла. Из-за срыва потока эффективность элеронов снижается, крен на взлете и посадке может произойти в сторону, противоположную требуемому. При полете на угле атаки α1 на консоли с отклоненным элероном вниз может наступить срыв потока, C y падает (рис. 2.71), и крен происходит в противоположную сторону. Для устранения этого опасного явления применяют дифференциальное отклонение элеронов δвниз =10…15°, δвверх=20…25°.

142

Для улучшения срывных характеристик и повышения эффективности элерона на больших углах атаки применяют: 1) аэродинамические гребни на верхней поверхности крыла (рис. 2.72); 2) концевые предкрылки; 3) отклоняемые носки; 4) аэродинамическую крутку - на конце крыла устанавливают более несущие профили с большими αкр; 5) геометрическую крутку профилей уменьшаются; 6) запилы, клювы, «зуб», генераторы вихрей (рис. 2.73);

Рис. 2.71. Срыв потока при отклонении элерона вниз -

углы

установки

концевых

7) уменьшение стреловидности; 8) переменную стреловидность; 9) щиток Крюгера; 10) обратную стреловидность в концевой части крыла; 11) дифференциаль ное отклонение элеронов.

Vрев

Рис. 2.72. Аэродинамические гребни

4. Критическая скорость реверса должна быть достаточной: Vрев ≥ 1,25 Vmax .

Пути

повышения Vрев : переход на крылья с обратной стреловидностью; повышение жесткости крыла на кручение, уменьшение χ, использование предкрылков, применение интерцепторов, переход к управляемым консолям, смещение элеронов в зону высоких GIkp (ближе к борту), использование секций: внешняя отклоняется 143

только на взлете и посадке, внутренняя расположена ближе к фюзеляжу, где GIkp выше; отклоняется на всех режимах полета (В-747, ДС-10, А300В).

Рис. 2.73. Запил, «зуб», клювы, генераторы вихрей 5. Снижение шарнирных моментов элеронов и рулей Для уменьшения величины шарнирного момента (рис. 2.74) и уменьшения усилия, прикладываемого летчиком к командному рычагу управления элеронами, применяются различные типы аэродинамической компенсации. Увеличение h приводит к выходу рычагов в воздушный поток и росту аэродинамического сопротивления, что нежелательно. Действующая на элерон аэродинамическая сила Yэл вызывает шарнирный момент Мш = Yэла , который должен быть преодолен усилием системы управления Тh=Мш. Средства уменьшения шарнирного момента: 1. Осевая компенсация - смещение оси Рис. 2.74. Шарнирный момент элерона вращения назад (уменьМш шается a ). Значительное смещение ОВ назад приводит к большому выступу носка за контуры крыла и росту аэродинамического сопротивления. Целесообразно x ов = = 0.25…0.3 bэ (рис. 2.75).

144

2. Роговая аэродинамическая компенсация реализуется, когда часть рулевой поверхности, расположенная впереди ОВ у внешнего края, Рис. 2.75. Осевая аэродинамическая создает шарнирный компенсация Мш момент, противоположный Мш: Sрог ≈ 8…12% Sэл (рис. 2.76). Недостаток при этом – рост аэродинамического сопротивления. Такая компенсация применяется для нескоростных самолетов.

Рис. 2.76. Роговая аэродинамическая компенсация Мш 3. Внутренняя аэродинамическая компенсация (рис. 2.77)

Рис. 2.77. Внутренняя аэродинамическая компенсация Мш использует выступ и мягкую диафрагму, разделяющие полость между носком элерона и крылом на две – полость с повышенным и полость с пониженным давлением, что создает дополнительный 145

момент Yк b . Площадь Sk достигает 40% Sэл , однако с ростом Sk уменьшаются возможные углы отклонения элеронов. Аэродинамическое сопротивление здесь минимально.

4. Сервокомпенсация осуществляется с помощью небольшой рулевой поверхности, расположенной на части размаха элерона у его задней кромки и отклоняющейся одновременно с элеронами (рулями), но в противоположную сторону (рис. 2.78):

Sс.к ≈ 6...8% Sэл ;

δс.к / δэл = 0.5...0.6;

δс .к max < 15D ; М ш = Y эл а − Y с .к b .

Рис. 2.78. Сервокомпенсация шарнирного момента

Преимущество сервокомпенсации – эффективная компенсация и весьма малое дополнительное сопротивление. Недостатки: уменьшение эффективности элеронов YΣ = Yэл − Yс.к ; возможна вибрация руля. Применение серворулей (рис. 2.79).

Летчик здесь управляет не рулем, а серворулем. Серворули применяют на тяжелых самолетах. Радикальное средство применение гидроусилителей (бустеров), но они дороже и тяжелее в 5 раз. Рис. 2.79. Серворуль Гидроусилители применяются совместно с компенсацией. Для обеспечения балансировки самолета относительно трех осей используются триммеры. Под балансировкой понимают приведение к нулю моментов всех действующих на самолет сил относительно его центра масс. Триммер представляет собой небольшой руль, установленный на рулях (РВ, РН) и элеронах. Конструктивно он аналогичен сервокомпенсатору. Отличие лишь в управлении: триммер управляется от самостоятельного штурвала, 146

рычага. Механизм управления триммером - чаще всего винтовой или червячный. Он приводится в действие от электромотора, управление которым осуществляется пилотом из кабины. Летчик отклоняет триммер так, чтобы возникающая при этом сила сбалансировала самолет на данном режиме полета без приложения усилий к рычагам управления. Продольная балансировка обеспечивается триммером на РВ (выработка топлива, сбрасывание грузов, неполная загрузка самолета), путевая балансировка на РН, поперечная – на элероне. Триммер-сервокомпенсатор объединяет в одном агрегате сервокомпенсатор и триммер (рис. 2.80). При фиксированном положении тяги управления элероном (рис. 2.80,б) и отклонении триммера Рис. 2.80. Триммер-сервокомпенсатор руль работает как триммер, при перемещении тяги управления элероном – как сервокомпенсатор (рис. 2.80,в). Чтобы избежать заклинивания длинных агрегатов (рулей, элеронов), а также для повышения их надежности целесообразно их разделять на секции. Разделение элеронов на две секции внешнюю и внутреннюю - позволяет повысить критическую скорость реверса. Внутренняя секция работает в зоне более высокой жесткости крыла при кручении и отклоняется на всех режимах полета, внешняя – используется только на взлетепосадке, когда скорость полета самолета мала и опасности реверса нет. Конструирование элеронов Аэродинамические нагрузки, действующие на элерон, определяются по нормам прочности, усилие в тяге управления - из условия равновесия T = Yэла / h. Массовыми нагрузками здесь пренебрегают ввиду их малости.

147

Обычно расчетными нагрузками для элерона на этапе проектировочных расчетов могут быть приняты нагрузки при его отклонении на максимальной скорости. Распределенная аэродинамическая нагрузка, приходящаяся на единицу площади элерона, приближенно может быть принята по выражению pэл = kfqmax , 2

где qmax = ρн Vmax / 2 – скоростной напор при максимальной

скорости; k≈2; f=2; ρн = ρ0 (20 − H) /( 20 + H), ρ0 =1,285 кг/м3, Н – расчетная высота полета, км. Формула справедлива для высот полета H ≤ 11 км. Распределение нагрузки по хорде принимается по закону трапеции (рис. 2.81). Расчетная погонная нагрузка по размаху Рис. 2.81. Распределение нагрузки элерона распределяется по хорде элерона пропорционально хордам:

qэл =

p эл + p эл / 3 2 b эл = f k b эл qmax .

2 3

(2.50)

Расчетная схема элерона - двухопорная или трехопорная балка. Для трехопорных элеронов статическая неопределимость раскрывается с использованием теоремы о трех моментах, затем строят эпюры Q, Mиз , Mkp по размаху элерона. КСС элерона - лонжеронного типа. Изгибающий момент Mиз воспринимается лонжероном, поперечная нагрузка Q - стенкой лонжерона, крутящий момент Mkp - контурами обшивки и стенками лонжерона. Проектировочные расчеты элементов элерона аналогичны проектировочным расчетам элементов крыла, Mиз N = Mиз / hц.м. . По воспринимается поясами лонжеронов, технологическим требованиям пояса по длине имеют постоянную площадь

поперечного

сечения

Fn = N / σрас = const .

Тогда

положение опор элерона выбирают из условия Ni = Mi / hц.м. = const 148

или приближенно М1 = M2 = M3 = const (Мi – изгибающие моменты на опорах и между опорами). При увеличении числа опор Mi ↓, Fni ↓, mполок ↓ растет масса опор. Обычно принимают двух- или трехопорные системы. По конструкции элероны аналогичны лонжеронным крыльям. КСС обычно – однолонжеронная, реже - двух- или трехлонжеронная. Стрингеры часто отсутствуют, нервюры подкрепляют обшивку, повышая ее критические напряжения при сдвиге τ кр.обш. Каркас закрывается металлической обшивкой. Элероны, рули навешиваются на крыло и оперение с помощью кронштейнов. Крутящий момент Mkp воспринимается контурами I и II (рис. 2.82, а) и распределяется контуров ωI и ωII :

пропорционально

площади

Mkp.I + Mkp.II = Mkp , ⎫⎪ (2.51) ⎬ Mkp.I / Mkp.II = ωI2 / ωII2 .⎪⎭ В местах размещения опор контур I обычно разрезается. Тогда передача Mkp I на контур II осуществляется по усиленным

нервюрам, обшивка контура II в зоне опор выполняется более толстой (рис. 2.82, б).

Рис. 2.82. Усиление выреза носка элерона Продольный набор (стрингеры) слабый или вообще отсутствует. Тогда для подкрепления обшивки более часто ставят нервюры. Расстояние между нервюрами принимают 80…200 мм. Для снижения опасности заклинивания элерона, рулей при их изгибе среди узлов навески должен быть один не допускающий перемещения вдоль размаха, остальные должны допускать эти перемещения. Это либо кардан (с серьгой) (рис. 2.83), либо 149

торцевой консольный болт. Серьга также облегчает монтаж при непараллельности кронштейнов.

Рис. 2.83. Кронштейн навески элерона с серьгой 2.18. Средства механизации крыла

Средства механизации крыла предназначены: - для управления подъемной силой крыла и его аэродинамическим сопротивлением с целью улучшения взлетнопосадочных характеристик (уменьшения Vвзл , Vпос , Lраз , Lпроб ); - повышения маневренности; - улучшения устойчивости и управляемости. В горизонтальном полете самолета

V2 Skp , V = 2mg / ρSkp C y , Y = mg, Y = C y ρ (2.52) 2 Vпос = 2mng / ρSkpC y.пос ; С y пос Skp называют посадочным критерием (Су пос=Су max); С y max Skp ↑ : Vвзл ↓, Vпос ↓, L раз ↓, L проб ↓,

L впп ↓ .

Средства механизации позволяют: - повысить С y max за счет изменения кривизны профиля ( f ↑, C y ↑ ); - увеличить площадь крыла Skp : Skp ↑, Vпос ↓ ; - увеличить лобовое сопротивление:

P = X;

V=

2P ρC x.max Skp

.

Физический принцип увеличения C y max и Sкр : а) аэродинамические средства: - увеличение кривизны профиля, 150

(2.53)

- увеличение площади крыла; б) энергетические средства механизации; в) комбинированные средства механизации. Специфические требования к средствам механизации: - минимальные расстояния кромок до поверхности земли ≤ 450 мм; - надежная фиксация в убранном положении; - не должно быть зависания задних кромок; - максимальное увеличение С y max в посадочном положении; - максимальное качество k = C y / C x при разбеге; - синхронность отклонения на консолях. Средства механизации передней кромки крыла Эти средства таковы: 1) предкрылки (рис. 2.84, а), bnp = 0,12...0,17 b ; 2) отклоняемые носки (рис. 2.84, б), bн = 0,1...0,15 b , применяются при малых толщинах профиля, носок острый, вероятен срыв потока на малых углах атаки; 3) щиток Крюгера (рис. 2.84, в), bщ = 0,15...0,2 b . Назначение этих средств – затянуть срыв потока (повысить α kp ) на больших углах атаки, повысить С y max , эффективность элеронов и поперечную устойчивость. Расположены они в носовой части крыла. При отклонении предкрылка в полете между ним и носовой частью крыла образуется профилированная щель, за счет сдува пограничного слоя повышаются α kp и C y .

Рис. 2.84. Схемы средств механизации передней кромки крыла Типы предкрылков (рис. 2.85): 151

а) стационарный (рис. 2.85,а) – жестко закреплен на крыле, на небольших углах атаки существенно не влияет на характер обтекания, на больших – поток проходит через щель, что увеличивает α kp ; б) автоматический (рис. 2.85,б) – на небольших углах атаки прижат к крылу аэродинамическими силами, на больших – отходит, отклоняется за счет отсоса пограничного слоя с носка; в) отклоняемый специальными механизмами по команде пилота или автоматически (рис. 2.85,в).

Рис. 2.85. Типы предкрылков Отклоняемые носки (см. рис. 2.84, б) применяются на крыльях с малой толщиной профиля и тонкой передней кромкой. Щиток Крюгера (см. рис. 2.84, в) устанавливается в корневой части стреловидного крыла в сочетании с предкрылками в районе элеронов. При их отклонении срыв потока начинается раньше у корня, концевая часть стреловидного крыла автоматически создает пикирующий момент, угол атаки крыла уменьшается, предотвращается срыв в штопор. Средства механизации задней кромки крыла Этими средствами являются щитки и закрылки (рис. 2.86): а) простой щиток (рис. 2.86, а), δ щ взл = 20°, посадочный угол отклонения 50°, b щ = 0,3...0,35 b ; при отклонении щитка растет кривизна профиля, повышается C y ; б) выдвижной щиток (рис. 2.86, б), δ взл = 20°, δ пос = 60°, bщ = 0,3...0,35 b ; повышается кривизна, увеличиваются продольная хорда b , площадь крыла; применяются на самолетах с прямым крылом; в) простой поворотный закрылок (рис. 2.86, в); повышается кривизна профиля и Сy max, δ 3. max = 40…50°, ΔC y = 0,45 ... 0,55; 152

Рис. 2.86. Схемы средств механизации задней кромки крыла г) щелевой закрылок (рис. 2.86, г), повышаются кривизна профиля и Сy max, δ3 =15…20° на взлете, δ 3. = 40…50° при посадке, ΔC y = 0,5..0,6, bз=0,3…0,4 b; находят широкое применение; д) выдвижной однощелевой закрылок (рис.

2.86, д), b 3 = 0,3b , δ 3 = 40°, ΔC y = 1,15…1,25, f ↑, Skp ↑ ; применяется чаще всего на тяжелых самолетах; е) выдвижной двухщелевой закрылок (рис. 2.86, е) дефлектором b3 = 0,3 b , δ3 =40…60°, ΔC y =1,4…1,5, f ↑, Skp ↑ ;

с

ж) трехщелевой закрылок – логическое продолжение двухщелевого для повышения эффективности, ° b3 = 0,3...0,4 b , δ3 = = 50 … 70 , ΔC y = 2…3, f ↑, Skp ↑ . Выдвижные (откатные) закрылки получили наибольшее распространение. По конструкции они подобны простому поворотному закрылку, включают, например, две продольные стенки (лонжероны), нервюры, обшивку, стрингеры. Отличие – в узлах навески, которые представляют собой комбинацию рельсов, (направляющих) и кареток (роликовых механизмов). Каретки 153

закреплены на закрылке и катятся по рельсу, закрепленному на крыле, или наоборот (рис. 2.87).

Рис. 2.87. Опорное устройство выдвижного закрылка Двухщелевой закрылок включает в себя дефлектор и хвостовик. По конструкции хвостовик аналогичен однощелевому закрылку, дефлектор в миниатюре повторяет конструкцию закрылка, может неподвижно устанавливаться на опорах или подвижно – относительно закрылка. Для упрощения механизма уборки-выпуска закрылка и снижения его массы применяют поворотный закрылок, ось вращения которого вынесена из аэродинамического контура крыла (рис. 2.88). В этом случае достигается эффект поворота и выдвижения закрылка, но кронштейны его крепления создают дополнительное аэродинамическое сопротивление.

Рис. 2.88. Поворотный закрылок Щиток замкнутого контура не имеет, крутящий момент воспринимать не может. Обшивка – лишь снизу, подкреплена нервюрами, лонжеронами коробчатого типа, законцовочным стрингером. Адаптивное крыло способно изменять в полете кривизну и площадь с сохранением плавных отводов в зависимости от высоты полета Н, числа М, сопротивления Х и тяги двигателя Р автоматически под управлением ЭВМ. Конструктивно выполнить адаптивное крыло весьма сложно. Энергетические средства механизации Управление подъемной силой крыла осуществляется за счет использования энергии силовой установки (рис. 2.89). Средства управления пограничным слоем (рис. 2.89, а) Сдув пограничного слоя обеспечивается выдуванием воздуха 154

Рис. 2.89. Энергетические средства механизации

от компрессора двигателя через перфорированные щели обшивки в зоны вероятного срыва потока по касательной.

155

Отсос пограничного слоя осуществляется через перфорированные щели в обшивке в зонах возможного срыва потока. Сдув и отсос реализовать трудно, применяется редко. Использование эффекта Коанда – эффекта поворота струи выхлопных газов, обтекающих верхнюю поверхность крыла. При этом уменьшается давление на верхней поверхности и повышается подъемная сила крыла. Комбинированные средства механизации (рис. 2.89, б) Реактивный закрылок. Струя выхлопных газов или воздуха выдувается через узкую щель у задней кромки крыла под углом к набегающему потоку, С y max увеличивается в 10 и более раз, но требуется отбор большой мощности двигателя на создание подъемной силы. Обдув закрылков струей ТРД снизу или сверху. Искривление потока выхлопных газов вызывает рост ΔYкр за счет роста α кр . Обдув закрылков струями винтов. Винты повышают скорость обдува крыла, и осуществляется поворот воздушного потока, ΔC y растет. Система управления циркуляцией (см. рис. 2.89, в) Воздух от ТРД выдувается через щель над скругленной поверхностью задней кромки крыла, изменяются характер обтекания и аэродинамические характеристики. Средства увеличения сопротивления C x (рис. 2.90) Эти средства позволяют уменьшить длину пробега после посадки и скорость пикирования при маневре. Такими средствами являются: а) поворотный щиток-закрылок (рис. 2.90, а); б) щиток типа «крокодил»: щитки отклоняются в разные стороны – вверх и вниз (рис. 2.90, б); в) тормозные щитки-гасители подъемной силы крыла – спойлеры (рис. 2.90, в); г) тормозные парашюты.

Рис. 2.90. Средства увеличения сопротивления 156

Контрольные вопросы 1. Назначение крыла и требования к нему.

2. Существующие формы крыльев на виде в плане.

3. Существующие формы крыльев на виде спереди.

4. Существующие формы профилей крыла.

5. В чем особенность применения стреловидных крыльев? Укажите их достоинства и недостатки.

6. Нагрузки, действующие на крыло.

7. Укажите особенности конструкции и работы элементов лонжеронных крыльев.

8. Почему применяют кессонные и моноблочные крылья? В чем их достоинства?

9. Объясните роль лонжеронов крыла и назовите особенности их конструкции.

10. Какую роль выполняют усиленные и нормальные нервюры? Укажите их конструктивные особенности.

11. Сравните варианты расположения нервюр в стреловидном крыле.

12. Обоснуйте назначение и конструктивное исполнение стрингеров.

13. В чем заключаются достоинства и недостатки: а) сборных панелей; б) монолитных панелей; в) слоистых панелей; г) панелей из композиционных материалов?

14. Особенности конструирования треугольных крыльев.

15. Что такое дивергенция крыла? Как повысить Vдив ?

16. Что такое реверс органов управления? Как повысить Vрев ?

17. Что такое изгибно-элеронный флаттер? Как повысить Vфл ?

18. Что такое изгибно-крутильный флаттер? Как повысить Vфл ?

19. В чем заключаются особенности конструкции треугольных крыльев?

20. Какие неразъемные соединения называют подвижными, малоподвижными и неподвижными? В чем заключается особенность их конструирования?

21. Каковы особенности высокоресурсных болтовых и заклепочных соединений?

22. Сварные и клеевые соединения.

23. Точечные стыковые узлы крыла и оперения.

157

24. Особенности вильчатых стыковых узлов.

25. Контурные стыковые узлы крыла и оперения.

26. Какие пути снижения массы стыковых узлов крыла и оперения Вы знаете?

27. Назначение элеронов и основные требования к ним.

28. Какие способы повышения эффективности элеронов Вы знаете?

29. Снижение шарнирных моментов элеронов и рулей.

30. Конструирование элеронов.

31. Какую цель преследуют средства механизации крыла?

32. Как осуществляют механизацию передней кромки крыла?

33. В чем особенности конструирования средств механизации задней кромки крыла?

34. Перечислите энергетические и комбинированные средства механизации, укажите их особенности.

35. Какие выводы вытекают из уравнения баланса масс ЛА? Как изменится взлетная масса самолета при mcy =0,1; mт =0,3;

mоб =0,11; mцм+mсн=10 останутся неизменными, а относительная масса конструкции mк уменьшится с 0,3 до 0,28?

36. Сформулируйте основные требования, предъявляемые к конструкции самолетов и вертолетов. В чем заключается их противоречивость? Какие пути уменьшения массы конструкции Вам известны? Перечислите их.

37. Назовите принципы рационального конструирования в самолето- и вертолетостроении.

38. Сформулируйте принцип совершенствования технологии производства ЛА и укажите пути его реализации.

39. Дайте характеристику ЛА при классификации по аэродинамической схеме.

40. В чем заключается принцип максимальной экономической эффективности ЛА?

41. Как реализуется принцип минимальной массы конструкции?

42. Какие пути повышения надежности и живучести конструкции ЛА Вам известны? Приведите примеры.

43. В чем заключается особенность сертификации авиационной техники?

44. Перечислите основные авиационные правила.

158

3. ОПЕРЕНИЕ САМОЛЕТА 3.1. Назначение оперения Оперение самолета предназначено для обеспечения продольной (относительно оси OZ) и путевой (относительно оси OY) устойчивостей, управляемости и балансировки самолета. Оперение подразделяется на горизонтальное (ГО) и вертикальное (ВО) (рис. 3.1.)

Рис. 3.1. Оперение самолета ГО включает стабилизатор и рули высоты (РВ), обеспечивает устойчивость, управляемость и балансировку относительно продольной оси OZ. ВО обеспечивает путевую (относительно оси OY) устойчивость, управляемость и балансировку, включает киль и руль направления (РН). Киль и стабилизатор обеспечивают путевую и продольную устойчивости и балансировку, РВ и РН – продольную (по тангажу) и путевую (по курсу) управляемости. Специальные требования к оперению самолета: 1. Возможно меньшее затенение оперения крылом, фюзеляжем, гондолами двигателя.

2. Обеспечение эффективности на всех режимах полета.

159

3. Более позднее, чем на крыле, возникновение волнового кризиса, т.е. Мкр. оп > Мкр. крыла, для сохранения характеристик устойчивости и управляемости на околозвуковых скоростях.

4. Исключение возможных вибраций типа бафтинг, флаттер.

5. Малые шарнирные моменты рулей.

6. Обеспечение минимума аэродинамического сопротивления.

3.2. Внешние формы и схемы оперения Наиболее применяемая схема - с центральным ВО. Существуют и другие схемы:

а

– с ВО, разнесенным на фюзеляже (МиГ-25, МиГ-29; Су-27): лучше обтекание ВО и ГО, меньше нагрузки (Мизг и Мкр) на фюзеляж; – с ВО, разнесенным на ГО: лучше обзор задней полусферы, выше эффективность ГО за счет эффекта концевых шайб, меньше Мкр фюзеляжа, но догружается ГО, растет его масса; – Т–образное оперение: ГО вынесено на ВО; вынесено из зоны спутной струи крыла, но догружается ВО, растет его масса; – V–образное оперение: меньше суммарная площадь Sво+Sго и их масса, оперение вынесено из аэродинамической тени, но усложняется управление по курсу и тангажу;

б

в

г

д

– подфюзеляжный гребень: включается в работу часть фюзеляжа, повышается эффективность ВО.

е

Рис. 3.2. Внешние формы и схемы оперения 160

Формы ГО в плане аналогичны формам крыльев: прямые, стреловидные, треугольные. Параметры оперения: - ГО: Sго =Sго/Sкр = 0,15…0,3; Sрв = Sрв/Sго = 0,2…0,4 (меньшие значения - для сверхзвуковых самолетов); λго=2…3,5 (меньшие значения - для скоростных самолетов); ηго=2…3,5, χго=0…60°, χго > χкрыла; c го ≤ c крыла =4…10%.

- ВО: Sво =0,08…0,2; Sрн =0,2…0,45 (большие значения Sво и меньшие – Sрн – для сверхзвуковых самолетов);

λво=0,8…1,2; ηво=2…3,5 (для Т–образного оперения η=1);

χво=0…60°.

3.3. Вертикальное оперение и его компоновка Эффективность ВО определяется моментом ρV 2 Mво = ZвоLво = С у во SвоLво (3.1) 2 и характеризуется коэффициентом статического момента (3.2) Аво=SвоLво/SкрL, где Lво - расстояние от ц.м. самолета до 0,25 bВО САХ на дозвуке и 0,5 bВО САХ на сверхзвуке (рис. 3.3). Коэффициент Аво = 0,04…0,06 для самолетов с прямым крылом и Аво = 0,06…0,15 для скоростных самолетов со стреловидными и треугольными крыльями.

Рис. 3.3. ВО и его компоновка Пути повышения эффективности ВО: 1. Увеличение длины фюзеляжа и Lво, но при этом растет масса фюзеляжа, хотя Sво↓, mво↓. Руководствуются при этом статистическим значением коэффициента Аво.

161

2. Увеличение стреловидности ВО: χво↑, Lво↑, Mкр во↑, Cх во↓, χво=0…60°, но Cy во↓, растет масса ВО. Нужны исследования и сравнение различных вариантов.

3. Увеличение удлинения λво↑: Lво↑, Mкр во↑, но изгибающий момент Mизг во↑ и крутящий момент Mкр ф↑, растут массы mФ., mво. Часто принимают λво=2…2,5.

4. Использование форкиля (рис. 3.4). Форкиль улучшает обтекание ВО, включается в работу при больших углах атаки, благоприятно влияет на скольжение, увеличивает эффективную площадь ВО, позволяет уменьшить Sво, mво, λво.

5. Применение нижних подфюзеляжных килей (гребней) (см. рис. 3.2, е), которые позволяют включить в работу часть фюзеляжа, уменьшить Sво, массу крутящий момент Мкр Ф mво, фюзеляжа и его массу, уменьшают перетекание потока в хвостовой части фюзеляжа, снижают вероятность появления Рис. 3.4. Компоновка оперения вибраций фюзеляжа и опасных его колебаний.

6. Размещение ВО на концах ГО (см. рис. 3.2, в): улучшается обтекание ВО и ГО, повышается эффективность ВО, уменьшаются нагрузки на фюзеляж (Мизг ф↓, Мкр ф↓), уменьшаются mф и mво. Однако догружается ГО, растет его масса.

7. Установка двух килей на фюзеляж (см. рис. 3.2, б): улучшается обтекание ВО; уменьшаются Yво↓, Мизг ф↓, Мкр ф↓, mф↓, mво↓. Для ВО: – удлинение λво=0,8…1,2 мало, уменьшаются Мизг во и Мкр ф, что уменьшает их массу; – профиль обычно симметричный; – в целях обеспечения требований Мкр опер > Мкрыла применяют: малое c во , χво > χкрыла, малые значения λ и η.

3.4. Горизонтальное оперение и его компоновка Эффективность ГО определяется моментом ρV 2 Mго = YгоL го = C Υго SгоL го , 2 162

(3.3)

где Lго – расстояние от ц.м. самолета до 0,25bСАХ 0,5bСАХ го (сверхзвуковая скорость) (см. рис. 3.4). Коэффициент статистического момента Аго=SгоLго/SbСАХ крыла.

го

(дозвук) или

(3.4)

По статистике Аго=0,35…0,55 (меньшие значения - для легких маневренных самолетов, большие – для тяжелых неманевренных). Для самолетов с прямым крылом и для тяжелых неманевренных самолетов со стреловидным крылом Lго=2…3,5 bСАХ го, для сверхзвуковых маневренных самолетов с треугольным или стреловидным крылом малого удлинения Lго=2…3,5 bСАХ го. Для обеспечения требования Мкр опер>Мкр крыла применяют: c го < c крыла , χго=χкрыла+5…7°=0…60°, малое удлинение λго=2…4,5. Профиль ГО обычно симметричный, на тяжелых самолетах профиль может быть несимметричный, «вогнутость» профиля вверх. Тогда Yго < 0, т.е. подъемная сила направлена вниз. Пути повышения эффективности ГО: 1. Выбор рационального положения ГО относительно крыла для выноса ГО из зоны спутной струи позади крыла на больших углах атаки. Спутная струя может привести к потере устойчивости и управляемости, бафтингу. Достигается это подъемом ГО вверх, на киль (однако при этом догружается ВО, растет его масса), или опусканием вниз, на фюзеляж (см. рис. 3.2, а, г).

2. Применение цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО). При полете на сверхзвуковых скоростях эффективность руля высоты резко снижается, отклонение РВ приводит к перераспределению давления не по всей поверхности ГО, а только в зоне руля и не выходит из зоны скачка уплотнения. Кроме этого, при увеличении скорости полета V центр давления самолета (фокус) смещается назад, возрастает момент пикирования. Для устранения этого момента применяют ЦПГО, что резко повышает эффективность на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

3. На самолетах большой грузоподъемности часто применяют переставные стабилизаторы (рис. 3.5).

163

Переставные стабилизаторы изменяют в полете угол установки относительно оси фюзеляжа. Один из узлов навески стабилизатора 3 выполняется шарнирным, 3 второй – подвижным по вертикали, соединенным со специальным винтовым подъемником 1, приводимым электродвигателем 2, управляемым пилотом. Переставные стабилизаторы: – обеспечивают продольную балансировку при неполной загрузке самолета, при сбрасывании в воздухе грузов, облегчают работу пилотов при наборе высоты и спуске, при посадке (не требуется усилие преодолевать шарнирный момент РВ); – при взлете облегчают отрыв носовой стойки шасси от ВВП, что уменьшает дистанцию разбега; – снижают аэродинамическое сопротивление и расход топлива, т.к. δрв = 0, повышая качество самолета; – на 30% уменьшают площадь Sго; – уменьшают мощРис. 3.5. Переставной стабилизатор ность рулевых приводов в 5-6 раз. Применяются переставные стабилизаторы на пассажирских и транспортных самолетах, особенно при расположении двигателей в хвостовой части самолета. Для снижения шарнирных моментов применяют: 164

– аэродинамическую компенсацию: осевую, роговую (для внутренней мало места); – сервокомпенсацию. Для исключения вибраций должны быть обеспечены полная весовая балансировка рулей, отсутствие бафтинга.

3.5. Конструктивные особенности оперения Конструкция оперения во многом аналогична конструкции крыла. Её особенности: – наличие ряда сосредоточенных узлов, передающих нагрузки от рулевых поверхностей на киль и стабилизатор, в местах навески ГО и ВО или, наоборот, при передаче нагрузок на фюзеляж; – трудности размещения центроплана в хвостовой части фюзеляжа. Стабилизатор, состоящий из двух консолей, и киль представляют собой консольные балки, нагруженные распределенной аэродинамической нагрузкой и сосредоточенными силами от рулей. Массовые нагрузки сравнительно невелики, и ими часто можно пренебречь. От этих нагрузок в поперечных сечениях киля и стабилизатора возникают изгибающий момент М, поперечная сила Q и крутящий момент Мкр. Силовые элементы, воспринимающие эти нагрузки, аналогичны силовым элементам крыла. Они включают в себя лонжероны, обшивку, стрингеры, нервюры. Конструктивно-силовые схемы киля и стабилизатора могут быть лонжеронные (чаще) и кессонные с обшивкой, подкрепленной стрингерами и воспринимающей малую часть изгибающего момента. Стабилизаторы могут быть: – неразъемными по размаху при их малых размерах, что упрощает конструкцию узлов навески на фюзеляж; – разъемными по борту фюзеляжа или по оси фюзеляжа (рис. 3.6). Для кессонных КСС с разъемом по бортовой нервюре в районе фюзеляжа необходим центроплан, воспринимающий нагрузку от кессона стабилизатора. Центроплан имеет КСС, аналогичную кессону: лонжероны, обшивку, подкрепленную мощным стрингерным набором, нервюры. Стык кессона с центропланом может быть фитинговым, фланцевым с помощью угольников, по лонжеронам – фитинговым. Обязательно имеет место усиленная бортовая нервюра 165

(как в стреловидном крыле с переломом осей силовых элементов по бортовой нервюре). Примеры: самолеты Ту–104, Ан–124 «Руслан», Ту–134, Ил–96 и др. КСС киля во многом идентична КСС стабилизатора и крыла, что особенно выгодно технологически. Киль по конструкции может быть Рис. 3.6. Кессонная КСС стабилизатора лонжеронным и кессонным. Вариант кессонной с центропланом КСС киля увязать с фюзеляжем сложнее. Рассмотрим варианты лонжеронной КСС. Двухлонжеронная КСС киля представлена на рис. 3.7. Нервюры расположены перпендикулярно переднему или заднему лонжерону. В зонах подвески руля направления установлены усиленные нервюры. Необходима также усиленная бортовая нервюра в местах перелома продольных силовых элементов – лонжеронов. Панели киля могут быть стрингерной или монолитной конструкции. Рис. 3.7. Двухлонжеронная КСС киля Нагрузки от лонжеронов (изгибающий момент и поперечная сила) передаются на усиленные поперечные элементы фюзеляжа – шпангоуты. Форкиль выполняется заодно с фюзеляжем или может быть съемным. В случае стыковки лонжерона с косым шпангоутом (рис. 3.8) необходимость в усиленной бортовой нервюре отпадает, здесь нет перелома лонжерона, изгибающий момент полностью передается на косой шпангоут. Однако технологически косой шпангоут изготовить сложно, поэтому такая схема применяется крайне редко.

166

КСС имеет внутренний подкос (рис. 3.9), который является дополнительной опорой для переднего лонжерона и передает на силовой шпангоут весь изгибающий момент киля. Стыковые узлы киля – чаще типа «ухо–вилка».

Рис. 3.8. Однолонжеронная КСС киля. Стыковка с косым шпангоутом

Рис. 3.9. Корневая КСС киля с внутренним подкосом

Рули – чаще однолонжеронные КСС с частично работающей обшивкой (воспринимают Мкр и не воспринимают Мизг) в носовой или хвостовой части. Изгибающий момент и поперечная сила воспринимаются лонжеронами. КСС рулей аналогична КСС элеронов. Вырезы в носке руля компенсируются усиленными прямыми и косыми нервюрами. Для исключения заклинивания большие рули разрезаются на секции, имеют весовую балансировку и триммер, аэродинамическую компенсацию.

3.6. Конструктивно-силовые схемы ЦПГО В основном применяются два варианта схемы навески цельноповоротного стабилизатора: – схема вала (ось–вал жестко связан со стабилизатором); – схема оси (ось вращения – балка, жестко связанная с фюзеляжем). Схема вала кроме обшивки, стрингеров, нормальных нервюр включает в себя (рис. 3.10): 1 – балку–лонжерон (вал); 2, 3 – усиленные нервюры; 4, 5 – подшипники вала (радиальный 4 и игольчатый 5); 6 – рычаг системы управления. Ось вращения балка-лонжерон 1 опирается на две опоры 4 и 5 с шарикоподшипниками, установленными на усиленные шпангоуты 167

фюзеляжа. Между подшипниками на вал жестко закреплен рычаг 6 привода ГО, к которому крепится тяга системы управления. При отсутствии свободного места в фюзеляже для установки подшипников 4, 5 применяют схему оси (рис. 3.11): 1 – балкалонжерон (ось); 2 – усиленная бортовая нервюра; 3 – опоры балкилонжерона; 4, 5 – подшипники; 6 – рычаг привода системы управления.

Рис. 3.10. КСС ЦПГО по схеме вала

Рис. 3.11. КСС ЦПГО по схеме оси

Балка–лонжерон 1 неподвижно закреплена к шпангоутам фюзеляжа, ГО навешивается на ось 1, вращается на подшипниках 4, 5. Крутящий момент с обшивки ГО снимается усиленной бортовой нервюрой 2 и передается на систему управления рычагом 6. Достоинства конструктивно-силовой схемы оси: – балка–лонжерон 1 нагружается только изгибающим моментом М и поперечной силой Q, она легче; – значительное место в фюзеляже освобождается под двигатель. Ось вращения балки-лонжерона может быть перпендикулярна плоскости симметрии самолета, если ЦПГО большой стреловидности или треугольной формы в плане (рис. 3.12, а), или идущей под углом по линии одинакового процента хорд (рис. 3.12, б). В первом варианте проще конструктивно осуществить управление и выполнить вал неразрезным для двух консолей, что выгодно в весовом отношении, но крутящие моменты здесь большие, балка-лонжерон не проходит по линии максимальных толщин профиля во всех сечениях. Во втором варианте положение балки-лонжерона по хорде выбирается в месте максимальных толщин профиля (рис. 3.12, б).

168

Положение оси вращения по хорде в сечении профиля определяется умеренными значениями шарнирного момента как на дозвуке, так и на сверхзвуке. Это достигается расположением оси вращения вблизи фокуса (центра давления). При М<1 хF=0,25b, при М>1 хF=0,5b, поэтому ось вращения пересекает bСАХ на расстоянии 0,37 bСАХ для сверхзвуковых ЛА.

а

б

Рис. 3.12. Варианты расположения оси вращения ЦПГО 3.7. Конструирование подвижных частей крыла и оперения К подвижным частям крыла и оперения относятся закрылки, рули направления и высоты, элероны, предкрылки. Они имеют обычно лонжеронную конструктивно-силовую схему, чаще - с одним лонжероном. У больших самолетов элероны и закрылки могут иметь два лонжерона. Стрингеры подкрепляют обшивку, повышая ее критические напряжения при сдвиге от крутящего момента, и ограничивают прогибы обшивки от действия поверхностных аэродинамических нагрузок. Изгибающий момент агрегата воспринимается в основном лонжеронами. Стрингеры участия в восприятии изгибающего момента практически не принимают, доля изгибающего момента, воспринимаемая стрингерами и обшивкой, пренебрежимо мала. Стрингеры часто отсутствуют, тогда для повышения критических напряжений обшивки при сдвиге чаще устанавливают нервюры с шагом 80…200 мм. Обшивка служит для образования внешней поверхности агрегата и восприятия потока касательных усилий при кручении. Нервюры упруго оперты на обшивку и стенку лонжерона, работают на изгиб при передаче воздушной нагрузки от обшивки qагр на стенку лонжерона и обшивку. Стенки лонжеронов воспринимают перерезывающую силу агрегата Q, 169

потоки касательных усилий при кручении и совместно с обшивкой образуют контуры, воспринимающие крутящий момент агрегата. Лонжероны выполняются сборными или монолитными. Сборные включают прессованные или фрезерованные полки уголкового или таврового сечения и стенку, подкрепленную стойками. Стойки, подкрепляя стенку при сдвиге, служат также для крепления стенок нервюр к лонжеронам. Монолитные лонжероны изготавливаются из фрезерованных или штампованных конструкций, когда пояса и стенки со стойками выполняются как единое целое. Лонжерон при небольшой интенсивности нагрузок может изготавливаться из алюминиевых листов и иметь швеллерное сечение (т.е. полки формуются отбортовкой стенки), а также может быть трубчатым. Крутящий момент агрегата воспринимается замкнутыми контурами, чаще – двумя, образованными обшивкой и стенкой лонжерона. Рули, элероны, закрылки, предкрылки – это многоопорные балки, подвешенные к крылу, стабилизатору, килю. Число узлов подвески может быть два и больше двух. Увеличение числа узлов подвески повышает живучесть и уменьшает массу лонжеронов, т.к. с увеличением числа опор уменьшаются максимальные расчетные изгибающие моменты и снижается масса полок лонжеронов, но при этом растет и масса опорных узлов. Для уменьшения максимального изгибающего момента, воспринимаемого лонжероном, когда его поперечное сечение по технологическим требованиям выполняется по размаху постоянным, опоры размещаются так, чтобы расчетное усилие для пояса лонжерона Nmax=(Mi/hi)max было постоянным для всех расчетных сечений. Определяющим здесь является изгибающий момент Мi, т.к. расстояние между центрами масс поясов hi часто меняется несущественно. Если значения изгибающих моментов Мi или отношений Mi/hi различны, то в конструкции будет заложена лишняя масса. Фрезерование полок с целью удаления лишней массы связано с ростом трудоемкости и стоимости производства, поэтому обычно применяется редко. При изгибе крыла, стабилизатора, киля, рулей и элерона из-за разности их жесткостей возникают силы, направленные вдоль узлов навески. Чтобы избежать заклинивания рулей, элеронов, а также для повышения надежности системы, обеспечения взаимозаменяемости при сборке среди узлов подвески должны быть один-два узла, допускающие перемещения агрегата вдоль размаха. Это узлы с двумя степенями свободы: либо кардан (кронштейн с серьгой – см. рис. 2.82), либо торцевой консольный болт, ось которого 170

совпадает с ОВ элерона, руля и вдоль оси которого они могут свободно перемещаться. В то же время одна из опор должна быть неподвижной вдоль оси вращения и фиксировать их положение относительно крыла, киля, стабилизатора. Кронштейны с компенсатором (серьгой) обеспечивают также параллельность их осей, технологически эту параллельность обеспечить трудно. Непараллельность осей кронштейнов усложняет процесс подвески агрегата, а также может привести к затруднению поворота рулевых поверхностей и в отдельных случаях - к их заклиниванию. Чтобы избежать заклинивания рулей, элеронов, а также для повышения их надежности целесообразно длинные агрегаты разделять на ряд двухопорных секций с отдельными приводами каждой. Разделение элеронов на две секции – внешнюю и внутреннюю - позволяет также повысить критическую скорость реверса. Внешняя секция используется только на взлете и посадке, когда скорость самолета небольшая и опасности реверса нет. Крепление рулей, элеронов, закрылков выполняется с помощью узлов подвески (рис. 3.13).

Рис. 3.13. Кронштейн навески рулевых поверхностей В узел навески входит кронштейн 1, закрепленный на крыле, киле, стабилизаторе, который соединяется с ответным кронштейном рулевой поверхности через сферический подшипник 2. Кронштейны изготавливают литьем, штамповкой, сваркой, фрезерованием. Конструкция узлов подвески должна обеспечивать выполнение требований взаимозаменяемости, исключать возможность заклинивания при упругих деформациях под нагрузкой в полете, т.е. осуществляется на неподвижных и подвижных вдоль размаха опорах. Функции триммера и сервокомпенсатора могут быть объединены в одном агрегате – триммере–сервокомпенсаторе. При конструировании рулей и элеронов во избежание изгибнорулевого и изгибно-элеронного флаттера необходимо их балансировать. Балансировка обеспечивает совмещение центра 171

массы агрегата с осью вращения или размещение его впереди оси вращения. Если спроектированная конструкция не отвечает этому требованию, необходимо на руль и элерон устанавливать противофлаттерный груз, масса которого определится по зависимости mгр=mбез грузаа/е, где mбез груза - масса руля или элерона без груза; а - расстояние от центра массы агрегата без груза до оси вращения; е - расстояние от центра массы груза до оси вращения. Для уменьшения массы балансировочного груза необходимо предусмотреть следующее: - облегчение хвостовой части за счет применения в конструкции сот или пенопласта; - размещение лонжерона впереди оси вращения, однако при этом уменьшается строительная высота лонжерона и растет его масса; - выполнять носок с более толстой обшивкой, воспринимающей все виды нагрузок, но тогда разрезать носок кронштейнами узлов навески нельзя; опоры в этом случае следует выполнять на крайних нервюрах, что приводит к росту изгибающих моментов и массы лонжерона; - механизм привода триммера нужно размещать в носовой части руля или элерона; - повышение жесткости тяг системы управления; - размещение груза как можно дальше от оси вращения (увеличение плеча); - использование демпфирующих свойств гидроприводов, необратимых схем управления бустерами. Балансировочные грузы могут быть сосредоточенными или распределенными. Сосредоточенные грузы конструктивно выполнить проще, но сохраняется закручивание сечений агрегата относительно друг друга. Распределенные грузы обеспечивают балансировку в каждом поперечном сечении и устраняют закручивание смежных сечений, однако конструктивно их размещение осуществить сложнее. Рычаги управления подвижными частями крыла и оперения желательно размещать в сечении узла навески или вблизи него. Тяга управления подводится к кронштейну («кабанчику»), установленному на лонжероне и силовой нервюре. Для рулей с трубчатым лонжероном тяга управления чаще подводится к качалке, установленной на этой трубе, закрепленной в нижней части руля и 172

опирающейся на подпятник фюзеляжа. Труба от корневой нервюры руля воспринимает крутящий момент и передает его на привод руля, работая при этом на изгиб от усилия тяги Т и крутящего момента Мкр, как балка на двух опорах. На ГО две трубы консолей могут объединяться, тогда управление осуществляется через одну качалку. Обшивка носка формуется отдельно и соединяется с полками лонжерона, элементами каркаса заклепками. От носка до конца профиля обшивка обычно клепается накатом. В месте, где сходятся верхняя и нижняя обшивки, устанавливается концевой профиль. Наиболее распространенными в существующих конструкциях являются узлы навески в виде вильчатого соединения. Кронштейны с проушиной закрепляются на лонжеронах крыла, киля, стабилизатора и связываются с усиленной нервюрой. Соединение кронштейна с усиленной нервюрой разгружает стенку лонжерона. В проушине устанавливается сферический подшипник, допускающий перекосы на 1-2°, что исключает заклинивание при упругих деформациях. В местах узлов навески передний контур агрегата, воспринимающий часть крутящего момента, разрезается кронштейном, крутящий момент в этом сечении воспринимается только хвостовым контуром, по краям выреза устанавливают усиленные нервюры, между ними повышают толщину обшивки. Усиленные нервюры передают крутящий момент с переднего контура на задний. Кронштейны следует устанавливать в плоскости нервюр крыла и элерона. Для уменьшения шарнирных моментов в системе управления элеронами и рулями, а значит, для облегчения усилия, необходимого для отклонения рулевых поверхностей, на современных самолетах получили распространение осевая и роговая компенсации, «внутренняя» компенсация с мягкой диафрагмой и сервокомпенсация. При осевой компенсации смещают ось вращения элеронов и рулей назад к центру давления, обеспечивая их положение впереди оси вращения на 25…30% площади подвижной поверхности. Иногда ось вращения оказывается позади стенки лонжерона, что уменьшает шарнирный момент. Однако при этом кронштейн навески элерона или руля разрезает стенку лонжерона и вырез приходится усиливать окантовкой. Но снижение шарнирного момента окупает затраты на компенсацию выреза. Роговая компенсация осуществляется частью поверхности руля, элерона, выполненной в виде «рога» и расположенной впереди оси вращения.

173

Внутренняя аэродинамическая компенсация применяется преимущественно на элеронах и представляет собой осевой компенсатор большой площади (до 40% площади элерона), разделяющий герметичной гибкой перегородкой полость между носком элерона и крылом на две зоны с разным давлением. Сервокомпенсация осуществляется за счет отклонения части руля (элерона) в противоположную сторону поворота подвижной поверхности. На установившихся режимах полета самолета для снятия усилий в системе управления применяют триммеры.

3.8. Определение нагрузок, действующих на подвижные агрегаты и их элементы Определение нагрузок, действующих на агрегаты и их элементы, проводится в соответствии с Нормами прочности, Нормами летной годности самолетов и вертолетов, результатами аэродинамических испытаний и продувок. Такие расчеты представляют известные трудности и проводятся на этапах поверочных расчетов. На этапах проектировочных расчетов используют приближенные эмпирические зависимости. Распределенная нагрузка, действующая на единицу длины отклоняющегося закрылка, определяется по зависимости qз = c з f b зак q , где

сз -

аэродинамический

коэффициент,

с з = 3,2...3,8

при

отклонении закрылков на 40…50° и угле атаки крыла α = 10° ; f - коэффициент безопасности, f = 2 ; b з - хорда закрылка;

ρVз2 ; 2 - скорость захода самолета на посадку, приближенно

q - скоростной напор, q =

Vз

принимают Vз = 300 … 400 км/ч; ρ = 1,225 кг/м3 – плотность воздуха у земли. При Vз =400 км/ч q = 7,7 кПа, при Vз =300 км/ч q = 1,8 кПа. Погонная распределенная нагрузка, действующая на единицу длины однощелевого выдвижного закрылка, qз = c з f b з. ср q , где

c з = 4,5...5,5 при δ зак = 50…60° и α кр = 10° ; bз. ср = (bкорн + bконц ) 2 — средняя хорда закрылка; 174

bкорн ,

bконц - соответственно корневая и концевая хорды

закрылка. Распределение нагрузки по хорде можно принять линейным. Допускают, что ординаты эпюры распределенной погонной нагрузки на передней кромке в четыре раза больше ординат на задней кромке, т. е. p1 = 4p 2 (рис. 3.14). Такое допущение справедливо для условия, когда центр давления аэродинамических сил XЦ.Д = 0,38...0,4 .

р1

р2

Рис. 3.14. Распределение нагрузки по хорде закрылка. Тогда распределение нагрузки по средней хорде можно представить в следующем виде: 8 qз 2 qз p1 = p2 = ; .

5 b ср 5 bср Соответственно погонная распределенная нагрузка: – для дефлектора qз = (p1 + p 2 + D)b д.ср 2 ; – для закрылка

qз = (2p 2 + D)b з.ср 2 ,

где D = 1,2b3.cp q3 / bcp . Здесь b д.ср , b з.ср , bср — средние значения хорд дефлектора, собственно закрылка и закрылка (см. рис. 3.14). Полная нагрузка, действующая на средства механизации передней кромки крыла, Pпр = kfb прl пр q , где k - аэродинамический коэффициент, зависящий от угла атаки α ( k = 3,2 при α = 25° ; k = 2,2 при α = 20° ); f — коэффициент безопасности, f = 2 ; bпр , l пр — хорда и длина предкрылка (отклоняемого носка, щитка); q = ρV 2 2 – скоростной напор.

175

Следовательно, qпр =

где

Sпр

Pпрbпр

, Sпр — площадь предкрылка, щитка, отклоняемого носка.

Приближенно для секции предкрылка (отклоняемого носка, щитка) qпр = kfb пр q . Нагрузки, действующие на оперение, включают в себя: 1. Уравновешивающую нагрузку: р э - на ГО Pур . го = fPур. го = m z б.гоSкр b сах qf L го ; р - на ВО Pур .во = fPh L во ,

р где Pур . го - расчетное значение уравновешивающей нагрузки ГО; р Pур .во - расчетное значение уравновешивающей нагрузки ВО;

Lго , Lво - расстояние от центра масс самолета до центра давления аэродинамической нагрузки ГО или ВО; mz б. го — продольный статический момент самолета без ГО, его

значение приближенно может быть принято равным -0,1 … -0,2; Sкр - площадь крыла самолета; bсах - средняя аэродинамическая хорда крыла; P - сила тяги двигателя, даН: 100η для ПД или ТВД P = N0 , для реактивного P = Pmax ; V N0 - номинальная мощность двигателя, кВт; Pmax - максимальное значение тяги двигателя, дан; V – скорость полета самолета, м/с; f = 2,0 - коэффициент безопасности; h - расстояние от оси двигателя до центра масс самолета; η - коэффициент полезного действия винта, равный ≈ 0,85.

2. Маневренную нагрузку. Для ГО различают: - первую маневренную нагрузку применительно к расчетным случаям А′, В и С э Pмэ I = ±knmax m0 g Sго Sкр ;

- вторую маневренную нагрузку (иногда учитывается вместо первой) 176

э Pмэ II = ±0,5nmax m 0 g Sго Sкр ,

э - максимальное значение эксплуатационной перегрузки где nmax (определяется в соответствии с Нормами летной годности); m0 - взлетная масса самолета; g - ускорение свободного падения тел; k - коэффициент, определяемый в зависимости от скоростного напора и расчетного случая нагружения по специальным таблицам, приближенно k≈0,265…0,33 при fA ′ = 1,5 ; k ≈ 0,2...0,25 при fB = fC = 2 ; меньшие значения принимают при скоростном напоре q<1,8 кПа, бόльшие — при q>1,8 кПа; fA′ , fB , fC - коэффициенты безопасности расчетных случаев нагружения A', B и C соответственно. Маневренная нагрузка должна суммироваться с уравновешивающей нагрузкой: р р э Pсум .го = Pур. го ± Pм.го f .

Для ВО

PMр во = ±0,37fSво qmax , f = 2 ; р р р Pсум .во = Pур. во ± Pм.во .

Нагрузка между рулями и стабилизатором или распределяется пропорционально их площадям: р р р р Pсум Pсум .рв = Р сум.го Sрв Sго , .рн = Р сум.во Sрн Sво .

килем

Для самолетов со взлетной массой m > 50 т иногда расчетным случаем является полет в неспокойном воздухе. Нагрузка за счет воздействия вертикальных воздушных порывов определяется по выражениям p р Pнв Pнв .го = ±1,5с го Vmax Sго f ; .во = ±1,5с во Vmax Sво f , где c го ≅ 1,4 при М < 0,8; c во ≅ 1,3 при М > 0,8; f = 1,5. Для построения эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов распределенная по размаху РВ и РН нагрузка считается постоянной: qрв = Рррвbрв Sрв ; qрн = Рррнbрн Sрн .

Для построения эпюр крутящих моментов распределение нагрузки по хорде РВ или РН при нормальной схеме самолета принимается по графику (рис. 3.15).

177

Тогда координата центра давления РВ или РН определяется по выражению bцд = 0,292bагр . Шарнирный момент РВ или РН:

Мш.агр = Ррагр (bцд − 0,1b агр ) = 0,192Ррагр . Величина крутящего момента элеронов, рулей, закрылков, дефлекторов определяется по формуле Mкр = qагр Z(х цд − х цж ), где qагр - распределен-

Рис. 3.15. Распределение нагрузки по хорде РВ или РН

ная погонная воздушная нагрузка по размаху агрегата (элерона, руля, закрылка, дефлектора); Z расчетная погонная длина агре-

гата; х цд - координата центра давления агрегата, х цд =0,38…0,4 bагр при δагр = 30 … 40° и х цд = 0,5 bагр для дефлектора;

х цж - координата центра жесткости агрегата, х цж = 0,25 bагр для однолонжеронной КСС и х цж = 0,3 bагр для двухлонжеронной. Определив нагрузки, строят эпюры изгибающих моментов и перерезывающих сил по размаху агрегата (рис. 3.16). Наиболее распространены двухопорная (рис. 3.16,а)и трехопорная (рис. 3.16,б) схемы. При выборе положения опор целесообразно конструировать агрегат так, чтобы M1 = M2 = M1− 2 или, при наличии сужения агрегата, M1 / h1 = M2 / h 2 = Mi / hi = const для всех сечений по размаху, где hi -

расстояние между центрами масс полок лонжерона. Выбранное положение опор агрегата следует согласовать с КСС крыла, киля или стабилизатора.

178

а б Рис. 3.16. Эпюры изгибающих моментов и перерезывающих сил по размаху агрегата Предполагая, что qагр = const по размаху, получим: – для двухопорной схемы

М1 = 0,5qагр d2 ; M2 = 0,5qагр e 2 ; M1− 2 = 0,5qагр (d + x ) − R1x; Q1 = qагр d; Q 2 = Q1 − R1; Q3 = Q 2 + qагрc; Q 4 = Q3 − R 2 ; 2 2 R1 = 0,5qагр (d + c ) − e 2 c ; R 2 = 0,5qагр (e + c ) − d2 c ; 2

[

]

[

]

– для трехопорной схемы

M1 = 0,5qагр d2 ; M3 = 0,5qагр e 2 ;

[

]

0,25qагрA 21 1 + (A 2 A 1 ) − М1 − М3 A 2 A 1 ; M2 = 2(1 + A 2 A 1 ) 3

M1− 2 = 0,5qагр (d + x )2 − R1x ; x = R1 / qагр − d ; M2 − 3 = 0,5qагр (е + x )2 − R 3 x ; x = R3 / qагр − е ; Q1 = qагр d; Q 2 = Q1 − R1; Q3 = Q 2 + qагр A 1 ;

[

Q 4 = Q3 − R 2 ; Q5 = Q 4 + qагр A 2 ; Q 6 = Q 5 − R3 ;

]

[ ] ) + (M2 − M1) A + (M2 − M3 ) A .

R1 = 0,5qагр (d + A 1 ) − M2 A 1 ; R3 = 0,5qагр (e + A 2 ) − M2 A 2 ; 2

R2 = 0,5qагр (A 1 + A 2

2

1

2

После выбора расчетного сечения агрегата приступают к его конструированию.

179

Контрольные вопросы 1. Укажите назначение оперения и схемы оперения самолетов и вертолетов.

2. Специальные требования к оперению самолетов и вертолетов.

3. Вертикальное оперение и его компоновка.

4. Пути повышения эффективности вертикального оперения.

5. Горизонтальное оперение и его компоновка.

6. Пути повышения эффективности горизонтального оперения.

7. С какой целью применяют переставные стабилизаторы?

8. Конструктивные особенности горизонтального оперения самолетов и вертолетов.

9. Конструктивные особенности вертикального оперения самолетов и вертолетов.

10. Конструктивные особенности силовых элементов оперения.

11. Конструктивно-силовые схемы вертикального оперения.

12. Сравните двухопорную и трехопорную схемы присоединения рулей.

13. Кронштейны навески рулевых поверхностей.

14. Способы снижения шарнирных моментов рулей и элеронов.

15. Конструирование подвижных частей крыла и оперения.

16. С какой целью выполняют балансировку рулей и элеронов?

17. Почему на сверхзвуковых скоростях полета используют ЦПГО?

18. Конструктивно-силовые схемы ЦПГО.

19. Варианты размещения оси вращения ЦПГО.

20. Укажите пути обеспечения эффективности оперения. Объясните необходимость перехода к ЦПГО на сверхзвуковых скоростях полета. Назовите КСС ЦПГО и приведите их эскизы.

21. Какие основные КСС киля и стабилизатора Вам известны? Какие нагрузки действуют на оперение? Объясните работу их элементов под нагрузкой.

22. С какой целью выполняют стабилизаторы с изменяемым углом установки? Выполните эскизы конструкции узлов навески и управления переставными стабилизаторами.

23. Как осуществляется компенсация шарнирного момента рулей оперения? Какую роль выполняют триммеры и сервокомпенсатор?

24. Для какой цели нужна весовая балансировка рулей оперения? Как конструктивно она осуществляется?

180

4. КОНСТРУИРОВАНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ И СБОРНЫХ КОНСТРУКЦИЙ С УЧЕТОМ СЛУЧАЙНЫХ ФАКТОРОВ Современные методы проектирования конструкций планера самолетов и вертолетов, как правило, предполагают полную определенность геометрических размеров элементов, механических свойств их конструкционных материалов, эксплуатационных нагрузок. Вместе с тем эти факторы носят случайный характер вследствие неизбежных технологических допусков на размеры и параметры материалов, турбулентности атмосферы, изменчивости перегрузок. Например, толщины листов, полок профилей, элементов литых, механически обрабатываемых изделий составляют 80…130% их номинальных величин, взятых по чертежу или по справочнику сортамента, свойства материалов колеблятся в пределах 100…120% справочных данных, изменчивость нагрузок превышает ± 10%. Это является причиной существенных колебаний разрушающих нагрузок агрегатов: крыла, фюзеляжа, оперения в пределах ± 28%, шасси ± 33%, органов управления – ± 40%. Вероятностные методы позволяют учесть случайные факторы на этапе проектирования конструкций.

4.1. Вероятностные характеристики распределения толщин элементов, свойств материалов эксплуатационных нагрузок В тонкостенных конструкциях, широко применяемых в самолетои вертолетостроении, определяющее влияние оказывает изменчивость толщин элементов (рис. 4.1). В пределах поля допуска толщины принимают значения от t min до t max и носят случайный характер. Их вероятностные свойства описываются плотностью распределения f (t ) (зачастую это нормальный закон). Распределение характеризуется математическим ожиданием

mt =

+∞

∫−∞ f ( t )tdt ,

дисперсией

Dt =

+∞ 2 ∫−∞ ( t − mt ) f (t )dt

или

средним квадратичным отклонением σ t = D t и коэффициентом вариации ν t = σ t / m t . Нормальный закон распределения, плотность которого 1 f (t ) = exp− (t − m t ) / 2σ 2t , широко используется в технике. σ t 2π 181

Для нормального распределения рассеивания фактически укладываются в поле m t ± 3σ t (правило «трех сигм»). Математическое ожидание m t обычно смещено относительно номинала t n . Это смещение будем характери-зовать коэффициентом асимα t = (m t − t n ) / t n . метрии На этапе проектирования для определения числовых характеристик распределения воспользуемся полем допуска: Δt − Δt Η αt = в ; 2t Н Рис. 4.1. Поле допуска толщин элементов Δt + Δt Η и числовые характеристики ; σt = в распределения 6 Δt в + Δt Η , νt = 3(2t n − Δt Н + Δt b ) где Δt Η и Δt в - нижнее и верхнее значения поля допуска (рис. 4.1). Приведенные соотношения позволяют решить обратную задачу – определить поле допуска по числовым характеристикам распределения αt и νt: Δt Β = t n [3ν t (1 + α t ) + α t ] ; Δt Η = t n [3ν t (1 + α n ) − α t ] .

(4.1) По результатам обработки статистических данных построены обобщенные зависимости коэффициентов асимметрии α t и

вариации ν t элементов, представленные частично на рис. 4.2. Здесь

приведены коэффициенты α t и ν t для листов из сплавов Д16АМ, Д16АТ, АМцАМ, 30ХГСА для полок профилей Пр-100 согласно производственным инструкциям ТУ-35 и Ту-3366 для элементов из углепластика. Распределения эксплуатационных нагрузок неманевренных и ограниченно маневренных ЛА при максимальных перегрузках приближаются к закону наибольших значений ⎛x−α 1 x−α⎞ f (x ) = exp⎜ − exp ⎟ ( α и β – константы распределения), β β ⎠ ⎝ β 182

маневренных - к нормальному закону. Числовые характеристики этих распределений: ms ≅ Sэn , α s ≅ 0 ; ν s = 0,07...0,1. Распределения механических свойств материалов близки к нормальному закону. Характеристики составляют: листы Д16Т: α σb = 5...6 %, ν σb = 14,7% ; листы Д16АТН - α σb = 2,4 %, ν σb = 3,5% ;

листы Д16АМ, В95А, АМц, АМг - α σb = 4...10 %, ν σb = 4...7% ; листы из титановых сплавов, углеродистых и легированных сталей α σb = −7... − 15 %, ν σb = 8...14% ( σb задано в виде верхних и

нижних допустимых границ); ν σb = 4....7% и более. Прессованные профили и трубы из цветных α σb = 14...28 %, ν σb = 3....6% , прессованные панели

металлов: из В95Т:

α σb = 15 %, ν σb = 3....6% .

Рис. 4.2. Коэффициенты асимметрии и вариации толщин элементов Следовательно: 1. Распределения случайных факторов (толщин элементов, механических свойств материалов, эксплуатационных нагрузок) 183

удовлетворительно согласуются с нормальным законом. Максимальные эксплуатационные нагрузки неманевренных ЛА близки к закону наибольших значений.

2. Имеет место систематическое смещение математических ожиданий толщин относительно номинальных величин, достигающее ± 10% и с ростом t n уменьшающееся до + 0,03…- 0,04% при t n = 5 мм.

3. Коэффициенты вариации толщин ν t составляют 6% и более, с ростом толщин они снижаются и при t n = 4 мм ν t = 1…2,5%; для

S э max ν s = 7...10% ;

для

механических

свойств

материалов

ν σb = 4....15% и более.

4.2. Вероятностные характеристики распределения НДС и несущей способности (НС) тонкостенных элементов Выполняя расчеты НДС И НС тонкостенных элементов с привлечением классических методов строительной механики, получим w = w (t, E, P,...), где t, Е, Р - случайные величины, характеризующие толщины элементов t , свойства их материалов E , эксплуатационные нагрузки P и т. д. Раскладывая функцию w в ряд Тейлора в окрестности точки V (m t , mE , mp ...) и ограничиваясь линейными членами разложения, приближенно найдем:

m w = w (m t , mE , mp ....),

2 2 2 (4.2) ⎛ ∂w ⎞ 2 ⎛ ∂w ⎞ 2 ⎛ ∂w ⎞ 2 =⎜ ⎟ σP , ⎟ σt + ⎜ ⎟ σE + ⎜ ⎝ ∂t ⎠ v ⎝ ∂E ⎠ v ⎝ ∂P ⎠ v где m w , σ w - математическое ожидание и среднее кватратическое отклонение функции случайных величин w : напряжений, НС и т.д. Рассмотрим пример определения числовых характеристик распределения НДС и НС элементов. При растяжении стержня σp = N / k oF , где k0 – коэффициент,

σ 2w

учитывающий сваркой. Тогда

ослабление

стержня

отверстиями

(

под

)

заклепки,

m σp = mN / k omF = Nn (1 + α N ) / k oFn (1 + α t ) = σpn 1 + α Ν / (1 + α t ) ; 184

ν 2σp = νN2 + ν 2t ; αF ≈ α t , νF ≈ ν t , где

σpn

- напряжение растянутого стержня, определяемое по

номинальным значениям размеров нагрузки; α Ν , ν Ν - коэффициенты асимметрии и вариации нагрузки. Предельная нагрузка (несущая способность) определяется по зависимости Nпр р = k o σbF . Таким образом, m Ν np p = Nnp.n (1 + α t )(1 + α σb ) . Следовательно, 2 2 2 α Nпр p = (1 + α t )(1 + α σb ) − 1; ν Nпр p = ν t + ν σb .

(4.3)

Пример 1. Стержень изготовлен из профиля Пр-100-1, tn ≈ 1 мм, α t = 0,095; ν t = 0,035. Примем α σb = 0,07, ν σb = 0.03 . Тогда: а) растяжение m Νпр р = 1,17Nnp. n ; ν N np р = 0,046;

Nnp р = mN np р ± 3νN np р = 1,01...1,33Nnp р . б) Сжатие Ν np с = σnpF, σnp = σkp.Μ =

0,9kE , Nпр м = σпр мF . (b / t )2

Согласно зависимости (4.2)

m Ν np.Μ = Nnp. Μ n (1 + α E )(1 + α t ) .

3

Следовательно, 2 2 2 α Nпр м = (1 + α Е )(1 + α t )3 − 1; ν Nпр м = ν Е + 9ν t .

(4.4)

Пример 2. Стержень изготовлен из Пр-100-1, t n ≈ 1 мм. Примем α t = 0,03; ν t = 0,01. Тогда

m Νпр м = 1,35 Nnp. n ; ν N np = 0,105; α Νпр м = 0,35 ; Nnp м = 0,925...1,78 Nnp. n . Аналогично решаются задачи определения вероятностных характеристик при общей потере устойчивости стержней, при изгибе сжатия и сдвиге пластинок, при сжатии оболочек и т. д. [9]. Некоторые примеры расчетов представлены на рис. 4.3.

185

Рис. 4.3. Коэффициент асимметрии и вариации НС пластинок из сплава Д16АМ-1, 30ХГСА-2 и стержня из профиля Пр-100-3 4.3. Надежность (вероятность безотказной работы) элементов и сборных конструкций ЛА При проектировании конструкции необходимо обеспечить условие прочности N ≥ S или N − S ≥ 0 , что возможно лишь с определенной вероятностью безотказной работы (надежностью) Η = Ρ (Ν − S ≥ 0 ) . При известных законах распределения несущей способности N и нагрузке S (рис. 4.4)

Η = ∫−∞ fs (x) [1− FΝ (x)] dx = ∫0 fΝ (x) Fs (x) dx, ∞

∞

(4.5)

где FΝ (x ), Fs (x ), fΝ (x ), fs (x ) -

функции и плотности распределения НС и эксплуатационной нагрузки S . Для случая маневренных самолетов N и S распределяются по нормальному закону. Тогда H = Φ (z ) , где Рис. 4.4. Сравнение законов распределения случайных величин N и Sэ

Φ (z ) =

z

∫o e

− X2 / 2

dx (4.6)

- табличная функция Гаусса.

Квантиль нормального распределения 186

1 2π

Ζ = (m Ν − m s ) / σ 2Ν + σ 2s .

(4.7)

В существующих проектировочных расчетах надежность обеспечивается нормированным значением коэффициента безопасности fn = Ν n / Sn . В общем случае

(

)

f = Ν / S, m f = Nn 1 + α Ν / Sn (1 + α s ) = fn

1+ αΝ .

1+ αs

Преобразуем квантиль Z :

Ζ = (m Ν / m s − 1) / σ 2Ν / m 2s + σ 2s / m 2s = (m f − 1) / m 2f ν 2Ν + ν 2s . Из этого уравнения с учетом mf = fn (1 + α Ν ) / (1 + α s ) найдем

(

)

2 2 2 4 2 2 1 + α S 1 + z ν N + ν S − z ν Nν S . fn = 1 + αN 1 − z 2 ν N2

(4.8)

Полученное соотношение (4.8) устанавливает количественную связь между детерминистическими и вероятностными методами проектирования. Вероятностные методы позволяют учесть случайные факторы N и S через коэффициенты αN, α S , νN, νS и заданную надежность Н через квантиль z. Связь Н и z приведена в табл. 4.1. Таблица 4.1 Н Z

0,9 1,28

0,92 2,32

0,93 3,15

0,94 3,72

0,95 4,27

0,96 4,75

Отличительной особенностью соотношения (4.8) является учет коэффициентов асимметрии αN , α S , что существенно уточняет проектировочные расчеты конструкций ЛА. При ν Ν ≤ 0,1 и ν S ≤ 0,1 приближенно fn = a + bAq(1 − H) = f n (1 + α S ) / (1 + αN );

f n = a + bAq(1 − H);

a = a(1 + α S ) / (1 + αN ) . Для маневренных самолетов Ν и S нормальному закону

распределяются по

f n = 1 − 0,1ν Ν + 1,25ν S + (0,037 − 1,45ν Ν − 0,45ν S )Aq(1 − H)

(4.9). Для распределения Ν по нормальному закону и S – по закону наибольших значений f n = 0,993 + 2,38ν Ν − 2,2ν S + (0,0357 − 0,55ν Ν − 2,6ν S )Aq(1 − H) . (4.10) Алгоритм проектировочных расчетов: 187

1. Выполняем проектировочный расчет по нормированному значению коэффициента безопасности fn , вычисляем α Ν , ν Ν , принимаем α S = 0, ν S = 0 , уточняем коэффициент безопасности fn и по (4.8) или (4.10) повторяем проектировочный расчет.

2. Для расчета надежности элемента, спроектированного по нормированному значению коэффициента безопасности, из соотношения (4.9) находим

Ζ=

(

fn (1 + α Ν ) / (1 + α S ) − 1

)

f 1 + α Ν ν / (1 + α S ) + ν 2 n

2

2

2 Ν

(4.11) 2 S

и по табл. 4.1 - Н. Можно воспользоваться зависимостями (4.8) или ⎛⎜ f ⎞⎟ / b ⎝ n −a ⎠

.

(4.9): fn = a + bAq(1 − H) , Η = 1 − 10 4.4. Характеристики распределения НДС и НС сборных конструкций В первом приближении выполняем расчеты в детерминированной постановке без учета случайных факторов. Пример – изгиб кессона. Нормальные напряжения при изгибе определяются по формуле σi = k iMΧ y i / Ix , где k i , MΧ ,IΧ - случайные величины; k i = Ei / E Φ – редукционный коэффициент. Тогда α ki = α Εi , ν ki = ν Εi , n Рис. 4.5. Изгиб кессона IΧ = ∑ k iFi y i2 , i=1

m σi = k ni

M Χn y i (1 + α Ei )(1 + α MiΧ ), mIΧ

2 2 ν σi = ν Ε2 i + ν M Χ + ν IΧ ,

mIΧ = ∑ k ni y i (1 + αEi )(1 + α ti ), 2

n n 1 2 2 2 4 2 ( ) k ν σ 1 + α + Fi2 y i4 σ Ε2 i (1 + α ti ) . ∑ ∑ Εi ni i ti mIΧ i=1 i=1 НС как предельное значение изгибающегося момента найдем по зависимостям MΧnp = σnpiIΧ / k iνi ; mMx np = mσ np imIΧ / mki y i ;

ν IΧ =

2 2 2 2 νMx np = ν σ np i + νIΧ + ν Εi ,

188

где σnp i – предельное напряжение элемента. Степень влияния отклонений толщин на НС проанализируем на примере расчетов трех вариантов конструкций: 1 – кессон крыла имеет стрингеры из профиля ПР-100, тонкую обшивку, которая нормальные напряжения не воспринимает; 2 – монокок выполнен из обшивки Д16АТ; 3 – обшивка монокока выполнена из листов стали 30ХГСА (рис. 4.6). НС исчерпывалась за счет потери местной устойчивости профилей стрингеров или потери устойчивости обшивки между продольными стенками монокока в сжатой зоне. Примем αE = νE = 0.

Рис. 4.6. Коэффициенты асимметрии αМ и вариации νМ несущей способности сборных конструкций Анализ расчетов показывает, что только за счет изменчивости толщины элементов математическое ожидание НС колеблется в пределах -20…+30 % для различных вариантов КСС сборных конструкций. Коэффициент вариации доходит до 15 %. C ростом номинальных значений толщин степень влияния их изменчивости убывает.

4.5. Вероятностно-статистическая оптимизация (ВСО) отсеков конструкции планера ЛА по надежности или массе Положим, что проектированные расчеты конструкции планера в детерминистической постановке закончены и определены: foi – нормированные значения коэффициента безопасности отсеков; moi – массы отсеков, агрегатов. Во втором приближении проведем ВСО с целью снижения массы или повышения надежности: 1. Определяем вероятностные характеристики отсеков α oi , ν oi .

2. Вычисляем Z oi и надежность Hoi .

189

3. Надежность и массу конструкции планера определяем по n

соотношениям Η ok = ∏ Η oi ,

n

mok = ∑ moi .

1. Проведем ВСО по надежности, когда масса конструкции останется неизменной, а надежность планера возрастет за счет оптимального перераспределения достигнутого уровня массы по отсекам. Оптимизацию осуществляем с использованием метода неопределенных множителей Лагранжа. Функция Лагранжа n ⎞ ⎛n Φ = ∏ Η i − λ⎜⎜ ∑ mi − mk ⎟⎟ . i=1 ⎠ ⎝ i=1 ∂Φ Условия экстремума ∂ Φ / ∂mi = 0, = 0 приводят к системе ∂λ уравнений 1 − Ηi Ηi = c1i , i = 2, 3, ..., n; 1 − Η 1 Η1 (4.12) n m −m 0 i mk = mok + ∑ 0i fi , f i=1 0i где m0i – масса элементов, размеры которых приняты по технологическим, конструктивным или эксплуатационным соображениям и оптимизации не подлежат; m − mo1 foi b1 . c1i = 01 m0i − moi f01 bi Определив Η i , вычисляем коэффициент безопасности fi по зависимостям (4.9) и (4.10) и корректируем расчет первого приближения.

2. Проведем ВСО по массе, когда надежность сохраним неизменной, снижение массы обеспечим за счет перераспределения достигнутого уровня надежности по отсекам. Функцию Лагранжа n ⎛ n ⎞ запишем в виде Φ = ∑ mi − λ⎜⎜ ∏ Η i − Η k ⎟⎟ . i=1 ⎝ i=1 ⎠ ∂Φ ∂Φ = 0, = 0 приводят к уравнению Условия экстремума ∂Η i ∂λ n 1 − Ηi Ηi c1i = , i = 2,3,..., n; Η k = ∏ H , = i − Η1 Η 1 i=1 1 m − mo1 foi b1 где c1i = 01 . moi − moi fo1 bi 190

(4.13)

Пример расчета ВСО по надежности приведен в табл. 4.2, где

n = 6,

foi = 1,5,

α si = 0,

moi = 0,

ν S = 0,08. Таблица 4.2

№ п/п

moi

αNi, %

νNi, %

Hoi

Hi

fi

mi

1 2 3 4 5 6

4,0 0,3 3,5 1,0 4,0 1,5

5 3 8 –6 4 4

4 5 4 8 6 12

0,986 0,965 0,994 0,9283 0,956 0,9281

0,9583 0,968 0,9585 0,960 0,9575 0,9580

1,35 1,53 1,32 1,89 1,53 1,99

3,6 0,38 3,08 1,26 4,09 1,99

Надежность возросла с Н=0,9264 до Н=0,951, т.е. более чем на два порядка. Пример ВСО по массе приведен в табл. 4.3, где n = 6, foi = 1,5, moi = 0, α si = 0, νsi = 8 %. Таблица 4.3 № п/п

M0i

αNi,%

νNi,%

Hoi

Hi

fi

mi

1 2 3 4 5 6

4,0 0,3 3,5 1,0 4,0 1,5

5 3 8 –6 4 4

4 5 4 8 6 12

0,98 60 0,96 49 0,94 36 0,92 83 0,95 62 0,92 81

0,93 31 0,93 48 0,93 41 0,93 61 0,93 94 0,93 20

1,21 1,35 1,18 1,58 1,32 1,56

3, 4 0,27 2,76 1,05 3,52 1,56

Выигрыш в массе составил 13,2 %. Для случая распределения эксплуатационной нагрузки S по закону наибольших значений (нагружение неманевренных самолетов при максимальных перегрузках), когда N распределяется по нормальному закону,

⎧ (x −1)2 ⎡ 1,28 ⎤⎫ 1 +∞ − − − ν − ν + − H= exp exp 0 , 45 0 , 16 x f f x 1 n n S S ⎢ ⎥⎬dx. (4.14) ∫ ⎨ 2ν2 ν 2,5νN2 −∞ ⎣ S ⎦⎭ N ⎩

(

Здесь

f n = fnд (1 + αN ) (1 + α s ) ,

)

где

fn д

–

нормированный

коэффициент безопасности. Результаты расчетов надежности элементов и сборных конструкций по зависимостям (4.6) – нагружение маневренных самолетов и (4.7) - нагружение неманевренных самолетов представлены на рис. 4.7.

191

а

б

Рис. 4.7. Надежность элементов и сборных конструкций G маневренных (а) и неманевренных (б) ЛА Здесь fn = fnд (1 + αN ) (1 + α S ) . Анализ результатов расчетов надежности Н по нормированным значениям коэффициента безопасности fn показывает, что при fn = const надежность элементов и сборных конструкций отличается на два и более порядков [11]. Например, при fn = 1,8 надежность пластин из листа Д16АТ при tn = 1 мм составит Н = 0,92, при tn = 2 мм Н = 0,947, для стержня Н = 0,97, для пластины из листа 30ХГСА толщиною 2 мм Н = 0,957. Определяющими здесь являются: характер предельного состояния; сочетание законов распределения несущей способности и нагрузки; коэффициенты асимметрии и вариации толщин сортамента; изменчивость механических свойств материалов и нагрузок; характер разрушения элементов и сборных конструкций; коэффициенты αN , νN и νS. Вероятностно-статистический метод проектирования позволяет учесть случайные факторы, обеспечить заданную надежность, обосновать с помощью этих обстоятельств коэффициенты безопасности, в том числе для конструкций из КМ, монолитных панелей, новых материалов. При этом существующие проектировочные расчеты в детерминистической постановке сохраняются. Значения коэффициентов безопасности определяются не только вероятностными характеристиками случайных факторов, но и видом нагружения, формой разрушения, нормируемой величиной надежности, сочетанием законов распределения N и Sэ.

192

4.6. Вероятностно-статистическая оптимизация элементов конструкции В результате ВСО отсеков конструкции планера ЛА определены их оптимальные значения надежности при оптимизации по массе или надежности. Исходные значения надежности отсека Нотс или его массы mотс могут быть также приняты по результатам нормативных проектировочных расчетов в детерминистической постановке, заданы заказчиком, приняты по данным статистики и т.д. Положим, что в результате проектировочных расчетов в детерминистической постановке: 1) получены эксплуатационные усилия в каждом элементе конструкции отсека Sэi на основе анализа наиболее опасных расчетных случаев нагружения отсека и его элементов; 2) приняты нормативные значения коэффициентов безопасности fоэi; 3) определены расчетные усилия элементов Sорэi = Sэi fоэi для наиболее неблагоприятного случая нагружения; 4) вычислены площади поперечных сечений элементов Fоэi = Sорэi σорi = fоэiSэi σорi ,

где σорi – разрушающие или допустимые напряжения элемента; 5) определены массы элементов mоэi = FоэiA iρ = fоэiSэiA iρi σорi , где

li – длина элемента; ρi – плотность материала элемента; 6) найдена масса отсека n

mo отс = ∑ moi . i=1

Во втором приближении проектировочных расчетов проведем ВСО отсека по массе, для чего: 1) определим вероятностные характеристики несущей способности элементов αNэi, νNэi; 2) вычислим надежность элементов, спроектированных в детерминистической постановке, с использованием зависимостей (4.6), (4.14) или определим её по рис. 4.7; 3) найдем надежность отсека, спроектированного в n

детерминистической постановке: Hотс = П Hоэi . i=1

В процессе ВСО перераспределим достигнутый или заданный уровень надежности по элементам таким образом, чтобы надежность осталась неизменной (Нотс = const), а масса отсека mотс стала минимальной. Критерий оптимизации – масса отсеков, целевая 193

функция - mотс=∑mэ, дисциплинирующее условие - Нотс=ПНоэi=ПНэi= = const; граничные условия 0 ≤ Нэi ≤ 1. Здесь mi и Нэi – оптимальные значения массы элементов конструкции отсека и их надежность, достигнутые в результате ВСО по массе. Оптимизацию проведем с использованием метода неопределенных множителей. Запишем функцию Лагранжа в виде n ⎛n ⎞ Ф = ∑ mэi − λ⎜⎜ П Hэi − Hотс ⎟⎟ . i=1 ⎝ i=1 ⎠ ∂Ф ∂Ф =0, = 0 приводят к системе Условия оптимума ∂λ ∂Hэi n

n

i=1

i−1

уравнений ∂mэi ∂Hэi − λ П Нэi Нэi = 0 ; Нотс = П Нэi. Определим ∂mэi ∂Hэi . Оптимальная масса элемента mэi = fэiSэiA iρi σpi , где fэi – коэффициент безопасности элемента, соответствующий его оптимальной надежности Нэi; σρi – разрушающее или допустимое напряжение оптимального элемента σρi ≈ σоρi. Приближенно fэi = aэi + bэiAg(1 − Hэi ) , Тогда ∂mэi ∂Hэi = SэiA iρi σpi ∂fэi ∂Hэi , ∂fэi ∂Hэi = − bэi (1 − Hэi ) An10 . Система разрешающих уравнений получит вид n

П Hэi n SэiA iρi bэi i=1 −λ = 0; Hoтс = П Hэi . i=1 σpi (1 − Hэi )An10 Hэi

Исключив λ, найдем

1 − Hэi Hэi c эi = 1 − Hэ1 Hэ1

где с эi =

n

(i = 2, 3, ..., n), Hoтс = П Hэi , i −1

(4.15)

Sэ1A 1ρ1 σpi bэ1 .

SэiA iρi σp1 bэi

Определив из решения системы уравнений оптимальные значения надежности элементов Нэi, вычислим соответствующие им коэффициенты безопасности fэi по зависимостям (4.9), (4.10) и скорректируем детерминистический проектировочный расчет.

194

Пример. Примем fоэi = 1,5, α sэi = 0, νsэi = 0,08. Результаты расчета приведены в табл. 4.4. Таблица 4.4

№ mоэi n/n 1 2 3 4 5

1 2 5 3 4

αNэi

νNэi

Hoэi

0,1 0,15 0,05 0,2 0,1

0,12 0,06 0,06 0,1 0,06

0,9382 0,9221 0,9411 0,9891 0,9287

Sэi ℓ1ρ1/ℓiρi 2 4 7 3 1

σρi/σρ1

Hэi

fэi

mэi

1 1,5 1,2 2,0 0,8

0,962 0,987 0,964 0,992 0,970

1,19 1,48 1,28 1,66 1,37

0,8 1,97 4,25 3,33 3,64

1 3 2 4 6

За счет оптимального перераспределения надежности по элементам конструкции отсека его масса снизилась на 6,76 % без изменения уровня надежности. Проведя детерминистический проектировочный расчет элементов конструкции отсека ЛА, определив массу элементов, массу отсека mотс, вероятностные характеристики элементов αNэi ,

νNэi , надежности элементов Ноэi, надежности отсека Нотс = ПНоэi,

перераспределим достигнутый или заданный уровень массы по элементам таким образом, чтобы масса отсека не изменилась, а надежность стала максимальной. Критерий оптимизации – надежность, целевая функция Hотс = ПНэi,

дисциплинирующее

условие

-

n

n

i=1

i=1

mотс = ∑ moэi = ∑ mэi ,

граничные условия - mэi ≥ 0. Функция Лагранжа имеет вид

⎛n ⎞ Ф = П Hэi − λ⎜⎜ ∑ mэi − mотс ⎟⎟ . i−1 ⎝ i=1 ⎠ ∂Ф ∂Ф Условия оптимизации =0, = 0 приводят к системе ∂mэi ∂λ разрешающих уравнений n

1 − Hэi Hэi = ( i = 2, 3, 4, .... n), 1 − Hэ1 Hэ1 n m mотс = ∑ оэi [a эi + b эi Ag(1 − Hэi )], i −1 fоэi

где

c эi =

Sэ1 A 1ρ1 bэ1 σpi .

Sэi A iρi bэi σp1

195

(4.16)

Пример расчета приведен в табл. 4.5. Исходные данные аналогичны представленным в табл. 4.4. Таблица 4.5 № n/n Hэi fэi mэi

1 0,9954 1,32 0,88

2 0,9985 1,57 2,09

3 0,9959 1,36 4,53

4 0,99912 1,8 3,6

5 0,99664 1,46 3,9

Надежность отсека с Нотс = 0,8796 повысилась до 0,986 при неизменной массе.

4.7. Расчет технологических допусков на толщины элементов конструкции ЛА

Допуски на размеры элементов устанавливаются согласно производственным инструкциям. Эти инструкции базируются на статистических данных, опыте конструктора, особенностях производства на данном предприятии, парке оборудования, культуре завода и т.д. Обычно каждый завод имеет собственные производственные инструкции, которые нестабильны и отличаются даже для однотипных элементов. Например, на толщины полотен монолитных панелей различные инструкции устанавливают такие допуски: Δt = ±0,25 мм; Δtb = +0,3 мм; ΔtH = – 0,2 мм; Δtb = +0,1 мм; ΔtH = – 0,3 мм; на полки стрингеров – Δtb = + 0,5 мм; ΔtH = =+ 0,2 мм; на толщины полок лонжеронов – Δtb = +0,4 мм; ΔtH = – 0,2 мм при tn ≤ 6 мм; Δtb = +0,5 мм; ΔtH = – 0,4 мм при tn = 6…12 мм (согласно производственной инструкции Ту-351). Вместе с тем фактические поля отклонений толщин часто превышают допуски в два и более раз. Статистические методы обоснования полей допусков узаконивают случаи нарушения технологии производства и не могут быть приняты за основу. Рассмотрим аналитический метод расчета полей допусков по данным коэффициентов α t и ν t и по зависимостям (4.1). Коэффициент вариации толщин ν t характеризует ширину поля допуска Т = ΔtH+Δtb, которая определяется возможностями технологического оборудования, его точностью, культурой производства на данном предприятии, экономической целесообразностью обеспечения заданной точности и др. Будем считать, что ширина поля допуска с учетом этих факторов установлена и составляет Т = ΔtH + Δtb, где ΔtH и Δtb – нижнее и верхнее отклонения толщин относительно номинала tn соответственно.

196

Предполагая, что распределения толщин элементов согласуются с нормальным законом, предельные отклонения ΔtH и Δtb укладываются в поле допуска. Используя “правило трех сигм”, запишем T = 6σ t , σ t = T 6, ν t = σ t m t = T 6t n (1 + α t ) .

(4.17) В первом приближении коэффициент α t следует задать по статистике. В последующих приближениях коэффициент α t определим по заданным проектным параметрам конструкции элементов. Надежность элемента задана на основании ВСО, требований заказчика и т.д. Определим поле допусков по заданной надежности Нэі. Для заданной надежности Нэі коэффициент асимметрии α t найдем с использованием соотношения (4.8), откуда

1+ αs 1+ 1 + αN = fn

(ν

2 N

)

+ ν 2s z 2 − z 4 ν N2 ν 2s 1 − z 2 ν N2

Рассмотрим примеры расчетов.

1. Растяжение стержня, выполненного профиля. Для данного случая согласно (4.3)

1 + αN = (1 + α σb )(1 + α t ) ;

из

.

тонкостенного

νN2 = ν 2σb + ν 2t ,

откуда 2 2 2 4 2 2 2 1 + α s 1 + (ν σb + ν t ) ( z − z ν s + z ν s ) − 1. (4.18) αt = fn (1 + α σb ) 1 − (ν σ2b + ν 2t )z 2

Результаты расчетов представлены в табл. 4.6 (fn = 1,5). Таблица 4.6 Н ν t, % αt, %

0,94 3,5 –14

0,95 3,5 –10

0,96 3,5 –6

0,97 1 –6

0,98 3 +2

2. Сжатие стержня, выполненного из тонкостенного профиля в условиях местной формы потери устойчивости. Согласно (4.4)

1 + αN = (1 + αE )(1 + α t ) , 3

(

)

νN2 = νE2 + gν 2t ,

( )

)

2 2 2 2 4 2 2 2 1 + α s 1 + z ν E + 9ν t + ν s − z ν E + 9ν t ν s αt = − 1. fn (1 + α σb ) 1 − z 2 νE2 + 9ν 2t 3

(

197

(4.19)

Результаты расчетов представлены в табл. 4.7 (fn = 1,5, vt = 1,5 %). Таблица 4.7 Н αt, %

0,95 –3,5

0,96 –0,2

0,97 0,3

0,98 3

0,99 5

Уменьшение коэффициента вариации ν t (повышение точности обработки) приводит к уменьшению коэффициента α t и массы. Алгоритм расчета технологического допуска 1. Задана оптимальная надежность элемента Нэі, полученная на этапе ВСО или по приближенной зависимости

1 − Hэi 1 − Hk m = , Hэi = 1 − эi (1 − Hk ). mэi mk mi

Исходные данные: а) номинальное значение толщины элемента tn, определенное по чертежу; б) оборудование, на котором будет обрабатываться деталь, его точность, что позволит назначить поле допуска Т; в) характеристики материала элемента и нагрузок α σb , νσb, αE ,

νE, α s , νs, принимаемые по статистике;

г) коэффициент безопасности fn, принимаемый по нормам прочности, НЛГС. В первом приближении принимаем αt по статистике и определяем ν t = T 6t n (1 + α t ) . По зависимостям (4.3), (4.4) определяем α t в конкретном случае нагружения и разрушения элемента. Уточняем расчеты νt. Находим поля допусков с учетом (4.1): Δt H = t n [3ν t (1 + α t ) − α t ]; Δt b = t n [3ν t (1 + α t ) + α t ].

2. Задано предельное отклонение массы (допуск на массу Δmb) относительно номинального значения массы mn. Относительное значение допуска на массу составит mпред − mn . Δmb = mn Для тонкостенного элемента шириной b, длиной ℓ, толщиной t это соотношение получит вид

198

Δmb =

mпред − mn

=

mn

bAρt пред − bAρt n bAρt n

=

t пред − t n tn

=

m t + 3σ t − t n = tn

3σ 3σ (1 + α t ) t n (1 + α t ) + 3σ t − t n = αt + t = αt + t = α t + 3ν t (1 + α t ) . tn tn mt Следовательно, Δmb − 3ν t .

(4.20) Δmb = α t + 3ν t (1 + α t ) ; α t = 1 + 3ν t Итоги расчетов представлены в табл. 4.8.

=

Таблица 4.8

αt

Δm b

νt = 0 0,01 0,02 0,03

0,01 0,02 0,03

νt = 0,01 –0,019 –0,0097 0

νt = 0,02 –0,047 –0,038 –0,028

νt = 0,03 –0,073 –0,064 –0,055

νt = 0,04 –0,098 –0,089 –0,08

3. Расчет полей допусков по критерию долговечности Nдолг. Логарифм долговечности удовлетворительно согласуется с нормальным законом AgN = c − m Ag[(σэ σод ) (1 + α t )];

[

]

σ 2 AgN = α 2 + a m Agσ э σ од (1 + α t ) 2 + (ν t m Agе ) ,

где c,

m, a,

α,

2

σод – экспериментальные константы;

σэ – эквивалентное напряжение элемента. Для логнормального закона распределения долговечности элемента вероятность отсутствия усталостной трещины определяется квантилем zл =

AgNg − mAgNg σAgNg

=

AgNg − c + m Ag σэ σод (1 + α t )

α + [a m Agσэ σод (1 + α t )] + (ν t m Agе ) 2

2

Из этого уравнения находим σ αt = э σод

10 − y − 1 ,

2

.

(4.21)

(4.22)

где ⎧⎪ AgN д− c ⎫⎪ (AgN д− c)2 [α2 + (νt mAgе)2 zл ] ± ⎨ . (4.23) − y1,2 = − 2 2 ⎬ 2 2 m[1− (azл ) ] ⎪⎩m[1− (azл ) ]⎪⎭ m [1− (azл ) ] AgN д − c

2

199

Поскольку аt<1, то y>0. Выбираем из y1 и y2 положительное значение. Результаты расчетов сведены в табл. 4.9. Таблица 4.9

αt

Nд 6

2⋅10 1,5⋅106 106

νt =1 %

νt = 2 %

νt = 3 %

νt =4 %

νt = 0

–0,07 –0,12 –0,138

–0,062 –0,119 –0,137

–0,052 –0,118 –0,1365

–0,038 –0,110 –0,134

–0,072 –0,120 –0,138

Итоги расчетов αt по различным критериям представлены на рис. 4.8. В расчетах принято fn = 1,5; Н = 0,96.

Рис. 4.8. Критерии расчетов αt: 1 – растяжение элемента; 2 – сжатие элемента в условиях местной формы потери устойчивости; 3 – сжатые элементы в условиях общей формы потери устойчивости; 4 – допуск на массу Δmb =0,02; 5 – долговечность Nд=2⋅106 4.8. Обоснование технологических допусков на размеры аэродинамических контуров агрегатов ЛА

Технологические несовершенства контура профиля крыла (впадины, выступы, техноло-гические отклонения размеров) приводят к изменению коэффици-ентов подъемной силы, момента и аэродинамического сопро-тивления. Проведем оценку влияния малых откло-нений в контуре профиля на аэродинамические характеристики самолета при дозвуковых скоростях полета. Задача обтекания дефор-мированной окружности сво-дится к отысканию функции тока ψ (r, v ) (рис. 4.9.): ∂ 2ψ 1 ∂ ψ 1 ∂ 2 ψ + + = 0. ∂r2 r ∂r r2 ∂r2 200

(4.24)

Решая дифференциальное уравнение (4.24), находим функцию тока ψ(r, v). Для перехода от обтекания круга (в том числе и деформированного) воспользуемся конформным отображением. Окончательно получим приращения коэффициентов подъемной силы ΔC y и момента ΔCm за счет деформации контура поверхности (впадина, выпуклость) площадью ω :

Рис. 4.9. Обтекание деформированного круга

−1

v ⎞⎡ v ⎤ ⎛ ΔC y = 2ω cos⎜ α − 1 ⎟ ⎢sin 1 sin v1 ⎥ ; 2 ⎠⎣ 2 ⎦ ⎝

(4.25) −1

⎡ v ⎞ v ⎤ ⎛ ΔCm = 2ω cos⎜ α − 1 ⎟ cos(α − v1 ) ⎢ cos 1 ⎥ , 2⎠ 2 ⎦ ⎝ ⎣

(4.26)

где ν1 соответствует координате х1 и изменяется от 0 до 180°; ω – площадь впадины или выпуклости (рис. 4.10). Относительные значения приращений ΔC y и ΔCm : Δ Cy = Δ Cm =

ΔCm 0 Cm

Coy ,

C0y

, ω=

(4.27) где

ΔC y

,

ω b2

,

Рис. 4.10. Обтекание деформированного контура поверхности крыла

o – аэродинамические Cm

характеристики

недеформируемого профиля; b – хорда профиля. Тогда при заданных (допустимых) значениях

исходного

Δ Cy и Δ Cm определяются допустимые значения величин впадин и выпуклостей ω :

201

ωC y = Δ Cy π ωC m

sin (v1 / 2 ) sin v1 sin α ; cos (α − v1 / 2)

(4.28)

cos (v1 / 2 ) π = Δ Cm sin 2α .

8 cos (α − v1 ) cos (α − v1 / 2 )

Выемка на поверхности профиля, когда ω<0, приводит к уменьшению подъемной силы, т.к. ΔC y <0, если деформированный участок расположен на верхней поверхности профиля при 0<ν1<π+2α. Подъемная сила возрастает, если выемка ω<0 находится на нижней поверхности профиля на участке π+2α<ν1<2π. Изменение коэффициента момента ΔСm происходит следующим образом: а) ΔСm<0, если ω<0 и 0<ν1<π/2-α (или π+2α<ν1<3π/2-α), т.е. когда деформированный участок профиля находится на задней поверхности или на передней половине нижней поверхности; б) ΔСm>0, если ω<0 и π/2+α<ν1<π+2α (или 3π/2+α<ν1<2π). Рассмотрим примеры расчетов. Пусть допустимые значения Δ Cy = Δ Cm = 0,05 , α = 10D . В итоге имеем допустимые значения деформаций контура

ωC y и ωC m ,

представленные в табл. 4.10.

Таблица 4.10

x ωC y ωC m

–0,4 0,032

–0,3 0,033

–0,2 0,030

–0,1 0,028

0 0,1 0,024 0,019

0,2 0,015

0,3 0,010

0,4 0,005

-0,006

-0,011

-0,022

-0,033

0,033 0,016

0,009

0,009

0,007

Здесь x = x / b – положение вмятины ω по хорде. Для случая нескольких деформированных участков

ΔC 2y Σ

n

=∑ i=1

ΔC 2y i ,

2 ΔCm Σ

n

2 = ∑ ΔCm i,

(4.29)

i=1

где n – количество случайных выпуклостей или впадин; ΔC y i , ΔCm i – значения, вычисляемые для каждой i -й впадины или выпуклости. В случае Δ Cy i = Δ Cy , Δ Cm i = Δ Cm

Δ Cy = Δ Cy Σ / n = 0,05 / n, n = 10, Δ Cy = 0,016, . (4.30) Δ Cm = Δ Cm Σ / n = 0,016. Следовательно, допустимые деформации ω снижаются на 60…70 %.

202

Аэродинамические характеристики профиля крыла сверхзвуковом обтекании определяются по зависимостям:

Cy = C хв 0

4α M∞2

−1

(

;

C хв = С хв 0 + С хв i ;

)

1b 2 = y н + y b2 dx; ∫ М∞2 − 1 b o 2

при

C xв i

M∞2 − 1 2 Cy ; = 4

(4.31)

1 b (y + y в )xdx, Cm = Cm 0 − 0,5C y ; Cm 0 = 2 ∫ н 2 b M∞ − 1 o dy . где y н , y в – координаты контура профиля; y = dx Следовательно, деформации контура окажут влияние только на сопротивление и С хв 0 – профильно-волновое Cm 0 – величину момента при нулевой подъемной силе. Приращение Δ Cm 0 = (ΔSн − ΔSв ) / (Sн − Sв ) , Δ Cm 0 = ΔCm 0 / Cm 0 составит где Sв , Sн – площади, ограниченные контуром профиля сверху и осью х(Sв ) и нижним контуром и осью х(Sн ) ; ΔSн , ΔSв – изменения этих площадей за счет деформации контура. Положим, что исходный профиль – параболический, его верхний контур описывается уравнением y 0 (x ) = −2cx(b − x ) / b .

(4.32) Профильно-волновое сопротивление тогда определится по зависимости 2

C xв 0 =

16 2 с / М2∞ − 1.

3

Положим, что контур деформируется по параболическому закону (рис. 4.11) 2 Δy = 4h(x − x1 )(x 2 − x )(x 2 − x1 ) , (4.33) где h – величина прогиба контура; x1 и x 2 – координаты положения прогиба на контуре. В этом случае 2 Рис. 4.11. Деформация крыла ΔC хв 0 ⎛h⎞ ⎛h⎞ 1 ⎜ ⎟ С 2 + 2⎜⎜ ⎟⎟b1 . (4.34) Δ хв 0 = = ⎜ ⎟ по параболическому закону C c b c хв 0

⎝ ⎠

1

⎝ ⎠

Из зависимости (4.44) следует

⎛ ⎞ 2Δ Cхв 0 ⎟, h = 0,5c b12 ⎜ 1 + − 1 3 ⎜ ⎟ b1 ⎝ ⎠ 203

(4.35)

где h = h / b , b1 = x 2 − x1 , b1 = b1 / b ; c – относительная толщина профиля. Пример. Пусть Δ Cхв 0 = 0,05 , b1 = 0,1. Тогда h = 0,045c . При

c = 0,1, b = 1 м h = 4,5 мм. При c = 0,05 h = 2,25 мм.

Для нескольких случайных деформированных участков n 2 Δ Cхв 0Σ

n

2 = ∑ Δ Схв 0i .

(4.36)

i =1

При Δ Cхв 0 i = const Δ Cхв 0 Σ = nΔ Cхв 0 и Δ Cхв 0 = Δ Схв 0 Σ / n . h согласно Тогда допустимое несовершенство уменьшается приблизительно в n раз. При деформации контура по синусоиде (рис. 4.12, а) Δy = h sin2 πnx / b допустимое несовершенство h составит

(4.35)

(4.37)

⎤ 2c ⎡ 2 2 (4.38) ( ) 1 + π n Δ C − 1 хв 0 ⎥. ⎢ 2 3 (πn) ⎣ ⎦ Пример. Пусть Δ Схв 0 = 0,05 . Тогда при n = 10 , h = 0,01c , c = 0,1, b = 1 м h = 1 мм. h=

Деформированный (рис. 4.12, б).

контур

описывается

синусоидой

а б Рис. 4.12. Синусоидальный асимметрический закон деформации контура Тогда при (4.39) Δy = h sin πnx / b

4c Δ Cхв 0 / 3 .

(4.40) πn Пример. Положим Δ Схв 0 = 0,05 , n = 10 , c = 0,1, b = 1 м. Тогда допустимое несовершенство h = 1,65 мм. h=

Решая задачу обтекания деформированного контура фюзеляжа, определяя функции тока с помощью конформных отображений, находим присоединенную массу с учетом деформации контура.

204

Пусть на фюзеляже имеется деформированный участок от x = l до х = L (донный срез) (рис. 4.13). Тогда Δ CN = − 1 − 4 cos 2 v S s,

(

Δx g = −

(1 − 4 cos v )s 2

S 2

)

Wg

1 − s + 4 s cos v S L S0 − W0

,

(4.41)

где Δ CN – относительное изменение Рис. 4.13. Угловая коэффициента нормальной силы; координата выпуклости CN − CN0 0 фюзеляжа , CN – коэффициΔ CN = 0 CN ент нормальной силы недеформированного контура; s(x ) − s0 (x ) s= – относительная деформация контура; s0 (x ) s0 (x ) , s (x ) – площадь боковой поверхности до и после деформации; Wg – объем фюзеляжа на длине недеформированного участка; v S – угловая координата выпуклости или впадины; W0 – объем фюзеляжа до деформации контура; Δx g – изменение положения центра давления Δx g =

x 0∂ − x э0 x o∂

;

х 0g , x э0 – положение центра давления до и после деформации

контура. Предложенный метод обоснования технологических допусков контуров агрегатов самолета позволит уменьшить аэродинамическое сопротивление и снизить расход топлива. Контрольные вопросы 1. Какие факторы относятся к случайным и почему?

2. Насколько случайные факторы влияют на НДС и НС элементов и сборных конструкций?

3. Что решает задача ВСО по массе или по надежности?

4. Как установить поля допусков на толщины элементов?

5. К чему приводят технологические несовершенства аэродинамических поверхностей самолета?

6. Как назначить технологические допуски контуров агрегатов?

205

5. КОНСТРУКЦИИ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ 5.1. Назначение фюзеляжей. Требования к ним Фюзеляж является одним из основных агрегатов самолета и вертолета. Он предназначен: – для размещения в нем грузов, экипажа, пассажиров, топлива, оборудования; – сочленения всех агрегатов (крыла, оперения, шасси) в единое целое. Параметры фюзеляжа: mф=0,08…0,15 m0; Схф=0,12 Сх самолета. Специальные требования к фюзеляжам.

1. Конструкция фюзеляжа должна обеспечивать получение наибольших внутренних объемов при заданных габаритах, быстрый монтаж и демонтаж его отсеков (сборку), механизацию погрузочно– разгрузочных работ.

2. По мере расходования топлива, сбрасываемых грузов в воздухе положение ц.м. не должно сильно меняться и находиться в заданных пределах для обеспечения устойчивости и управляемости самолета или вертолета.

3. Для улучшения характеристик устойчивости, управляемости и балансировки наиболее тяжелые грузы следует размещать вблизи ц.м.

4. Обеспечивать удобство размещения экипажа, пассажиров, хороший обзор, возможность быстрого, безопасного аварийного покидания самолета, удобство входа и выхода, безопасность пассажиров при аварийной посадке.

5. Обеспечивать герметизацию для высотных самолетов, теплозвукоизоляцию для создания нормальных условий экипажу и пассажирам.

6. Минимум аэродинамического сопротивления.

5.2. Внешние формы и геометрические размеры фюзеляжей Геометрические размеры (рис. 5.1): lф – длина фюзеляжа; Dф – диаметр наибольшего (миделевого) сечения, Dф = 2 Sм / π ; – площадь Sм миделевого сечения. Рис. 5.1. Геометрические размеры При Dф ≥ 6 м фюзеляжа самолет называют широкофюзеляжным.

206

Безразмерный параметр – удлинение фюзеляжа λ ф =

lф

.

Dф

Дозвуковые самолеты имеют λф = 6…9, околозвуковые - 8…13, сверхзвуковые – 13…15 и до 23. Типовые формы поперечных сечений, представленные на рис. 5.2: прямоугольная с верхним сводом: - удобна для размещения грузов, экипажа, пассажиров; - проще в изготовлении (проще изготовить плоские панели), но конструкция тяжелее, значительно хуже аэродинамика; применяется в тихоходных ЛА; круговая: – минимальная масса конструкции, особенно для герметичных отсеков (при избыточных давлениях обшивка работает на растяжение); σкр. обш выше за счет кривизны; – меньше на 13% периметр при равной площади поперечного сечения с прямоугольником, меньше поверхность, масса обшивки и сопротивление трению; – проще технология производства: кривизна одинарная; – меньше волновое сопротивление для сверхзвуковых ЛА, но размещение грузов, экипажа, пассажиров – хуже; находит широкое применение; овальные, эллиптические, овальные с сужением сверху и т.д.

– уменьшают аэродинамическое сопротивление при рациональном использовании внутренних объемов.

Рис. 5.2. Типовые формы поперечных сечений фюзеляжа 5.3. Конструктивно-силовые схемы фюзеляжа

Нагрузки на фюзеляж: – аэродинамические, распределенные по его поверхности; – массовые – от собственной массы конструкции; 207

– сосредоточенные – от агрегатов (крыла, оперения, шасси) грузов, расположенных в фюзеляже; – силы внутреннего избыточного давления. Расчетная схема – балка на двух опорах (крайних узлах навески крыла) со свободными консолями. В расчетных сечениях фюзеляжа действуют изгибающие моменты и перерезывающие силы в вертикальной Мв, Qв и горизонтальной Мг, Qг плоскостях, а также крутящий момент Мкр. При проектировании принимают в основном Мв, Qв, Мкр. Особенности КСС фюзеляжей: 1. Наличие многочисленных узлов крепления агрегатов.

2. Наличие многочисленных вырезов (до 20% поверхности фюзеляжа).

3. Наличие конструктивных и эксплуатационных разъемов, что увеличивает массу за счет стыков отсеков до 10…15%.

4. Многообразие нагрузок от агрегатов, расчетных случаев, значений коэффициентов безопасности f и коэффициентов эксплуатационной перегрузки nx=9, nу=4 для узлов сидения, кресел пассажиров. Отсюда – многообразие КСС фюзеляжей. Основные варианты КСС фюзеляжей – ферменные и балочные.

5.3.1. Ферменные КСС фюзеляжей Такие КСС представляют собой пространственную ферму, состоящую из четырех плоских ферм. Плоская ферма включает (рис. 5.3, а) верхний пояс 1, нижний – 2, стойки 3, раскосы 4 и изготавливается обычно из стальных труб, соединенных сваркой. Ферменные фюзеляжи содержат: 1 – лонжероны (пояса ферм); 2 – стойки; 3 – распорки; 4 – раскосы; 5 – расчалки; 6 – тандерные втулки (рис. 5.3, б). От действия внешних нагрузок в поясах фермы в элементах 2 – 5 возникают осевые усилия растяжения – сжатия. Крутящий момент воспринимается контуром, образованным из четырех плоских ферм и стянутых расчалками 5. Форма созРис. 5.3. Ферменные КСС дается тонкой обшивкой и фюзеляжей надстройками – гаргротами. Достоинства ферменных КСС фюзеляжей: – простота конструкции; 208

– возможны многочисленные малые вырезы; – отсутствие температурных напряжений в условиях нагрева; – возможность при малых диаметрах (Dф<1 м) иметь массовые преимущества. Недостатки: – с ростом диаметра проигрывают в массе, в основном за счет гаргротов; – внутреннее пространство занято расчалками; – низкая живучесть; – не допускают большие вырезы; – плохая аэродинамика. Ферменные КСС фюзеляжей находят применение для легких самолетов, они просты по конструкции и в производстве; для переходных отсеков больших ракет (не возникают температурные напряжения).

5.3.2. Балочные КСС фюзеляжа Балочные КСС могут быть монококовыми, полумонококовыми и лонжеронными. Бесстрингерный монокок. Такой монокок включает только обшивку, подкрепленную нормальными и усиленными шпангоутами (рис. 5.4). Все нагрузки воспринимает обшивка.

Рис. 5.4. Бесстрингерная КСС фюзеляжа Из условия прочности σд≤σразр. обш находим σ д max =

Мв Mв Mв ; σкр.о = kЕδ / R ; k ≈ 0,15 ; δ обш = . = 2 kRπE W πR δ

(5.1)

Достоинства бесстрингерного монокока: – хорошая аэродинамическая поверхность: обшивка толстая, нет продольных заклепочных и сварных швов, создающих волнистость; – наибольшие внутренние объемы при заданных габаритах; 209

– высокая живучесть. Недостатки: – высокая масса, выше других КСС; – неудобные стыковые узлы с другими КСС. Бесстрингерные монококи применяются для слабонагруженных отсеков небольшого диаметра Dф≤1 м (носовые отсеки и др). Балочно–стрингерные КСС (полумонокок) Полумонокок имеет более тонкую обшивку, работающую на нормальные и касательные напряжения от действия изгибающих моментов Мв и крутящих моментов Мкр (рис. 5.5), развитую сеть стрингеров и шпангоутов. Изгибающий момент воспринимается обшивкой и стрингерами, крутящий момент и перерезывающие силы – обшивкой.

Рис. 5.5. Балочно-стрингерная КСС фюзеляжа Достоинства полумонокока: – минимальная масса среди балочных и ферменных КСС; – хорошая аэродинамическая поверхность (обшивка толстая); – большие внутренние объемы, более удачная компоновка. Недостатки: – чрезвычайно большой объем клепки, трудоемки; – много концентраторов напряжений; – сложные многоточечные стыки отсеков; – не допускают большие вырезы; вырезы для дверей, люков грузовых отсеков приходится усиливать мощными окантовками, бимсами. Условие прочности σд ≤ σразр. стрингера: fстр + bприв δобш M , (5.2) σ д = в ; W = πR 2 δпр ; δпр = W b где bприв ≈ 30…40 δобш= b (0,44+0,56 σр. обш/σр. стр); fстр – площадь поперечного сечения стрингера. По статистике b = 80…120 мм для Dф ≤ 2 м; b = 100…200 мм для Dф ≥ 2,5 …4 м; b = 160…220 мм, Dф ≥ 4 м.

210

Разрушающие напряжения стрингера определяются по соотношению (2.14) или (2.15), расстояние между шпангоутами а=200…550 мм или а = 0,11 Dф. Толщину обшивки определяют: – по условиям прочности δобш=qΣ/τр.о, qΣ=Мкр/Ω+Qв/πR; 14,25qв – условиям аэроупругости δобш = b3 ; Е – конструктивно-технологическим ограничениям δобш ≥ 0,8 мм. Алгоритм расчета: задают σр стр=280 МПа для алюминиевых Мв сплавов, 380 МПа для титана и стали, вычисляют δпр = , πR 2 σр.стр fстр=bδпр-bпрδ0, подбирают стрингер, уточняют σр. стр и повторяют расчет до совпадения последующих и предыдущих расчетов. Балочно–лонжеронные КСС фюзеляжа Основными силовыми элементами их являются (рис. 5.6) лонжероны – усиленные стрингеры. Они воспринимают изгибающие моменты Мв, Мг, поэтому их нужно как минимум четыре: Рл на =±Мв/hв±Мг/hг. Условие прочности Рл≤Ркр cπ 2EJл−на

, (5.3) l2 где с=4,5…5,5 (лонжерон опирается на шпангоуты); l – длина лонжерона. Слабый стрингерный набор подкрепляет обшивку, воспринимающую потоки касательных Рис. 5.6. Балочно-лонжеронная КСС усилий от действия фюзеляжа крутящих моментов и перерезывающих сил, и повышает ее τкр. обш. Достоинства балочно-лонжеронных КСС фюзеляжа: – допускают большие вырезы в обшивке фюзеляжа для монтажа и демонтажа оборудования, топливных баков, для ниш шасси; вырезы осуществляются между лонжеронами, места вырезов иногда усиливаются продольными балками; – значительно упрощается стыковка отсеков, стыки имеют место только по лонжеронам.

211 Pкр =

Недостатки: – обшивка тонкая, между шпангоутами образуются волны, что нарушает и ухудшает аэродинамику; – по массе проигрывают полумонококовым. В практике в фюзеляже одного самолета можно встретить все типы КСС (рис. 5.7).

Рис. 5.7. КСС фюзеляжей самолетов МиГ-21, Миг-23 и др. Носовая часть – монокок, средняя часть имеет многочисленные вырезы – и тогда это балочно–лонжеронная КСС. Самая нагруженная часть фюзеляжа – хвостовая, необходимости в больших вырезах здесь нет, и поэтому это балочно-стрингерная КСС.

5.3.3. Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа по критерию минимальной массы 1. Известными являются изгибающие моменты Мв, Мг, перерезывающие силы Qг, Qв и крутящий момент Мкр.

2. Задаем расстояния между стрингерами b и шпангоутами а по статистике: – монокок а = 200 … 250 мм; – полумонокок а = 200 … 500 мм; b = 80…120 мм при Dф ≤ 2 м; b=100 … 200 мм при Dф ≥ 2,5…4 м; b = 160 … 220 мм при Dф≥4 м; – балочно-лонжеронная КСС фюзеляжа а = 150 … 250 мм. По статистическим данным проверяем а = 0,11 Dф.

3. В первом приближении задаем: σр. стр = 280 МПа для алюминиевых сплавов, σр. стр = 380 МПа для титановых и стальных сплавов.

4. Определяем толщину обшивки: – по условию прочности δобш=qΣ/τp; qΣ=Мкр/Ω+Qв/πRф, вычисляются по зависимости (2.18), где τр обш τp обш ≅ 140 … 160 МПа; Ω – удвоенное значение площади контура фюзеляжа; – по условию аэроупругости 212

qв , Е где qв – воздушная нагрузка на поверхности фюзеляжа; Е – модуль упругости материала обшивки; – по конструктивно–технологическим требованиям δобш = = 0,8…1,5 мм.

5. Приведенную толщину обшивки для полумонокока запишем в виде: δприв=fстр/b с неработающей на нормальные напряжения обшивкой; δприв=(fстр+bпривδобш)/b с работающей на нормальные напряжения обшивкой, где fстр – площадь поперечного сечения стрингера; bприв= b(0,44+0,56σр. обш/σр. стр) ≅ 30…40 δобш, где σр. обш, σр. стр – разрушающие напряжения обшивки и стрингера, определяемые по соотношениям (2.12), (2.15) соответственно. В проектировочных расчетах обычно ограничиваются рассмотрением лишь изгиба в вертикальной плоскости.

6. Из условия прочности вытекает: для монокока Мв ; для полумонокока с неработающей обшивкой δобш = kR фEπ δобш = b3 14,25

δприв =

δприв =

fстр b

=

Mв 2

πR σр. стр

; для полумонокока с работающей обшивкой

fстр + bприв δобш Мв ; для балочно-лонжеронной КСС Fл = .

2hв σр л b

7. Площади зависимостям

поперечных сечений стрингеров найдем по Мвb Мвb , По f = − bпр δобш . fстр = стр πR 2 σр. стр πR 2 σр. стр

сортаменту подбираем профили для стрингеров и лонжеронов, уточняем σр. стр, σр. л и повторяем расчет.

8. Для полумонококов вычисляем погонную массу 2πR ф ⎛ fстр ⎞ ⎟⎟ , mф = 2πRδобш ρ + fстр ρ и строим графики mф = f ⎜⎜ b b δ ⎝ обш ⎠ ⎛ fстр ⎞ ⎟⎟ , соответствующие mф min, и уточняем fстр и δобш. находим ⎜⎜ b δ ⎝ обш ⎠opt 9. Находим погонную массу для всех других КСС фюзеляжа и выбираем параметры по минимальной массе.

213

5.3.4. Стыки отсеков фюзеляжа Типы соединений отсеков фюзеляжа определяются их КСС. Точечные (типа «ухо–вилка») выполняют по поясам ферменных, балочно–лонжеронных КСС. Балочно–стрингерные КСС фюзеляжей имеют стыковые узлы фитингового типа, аналогичные фитинговым стыковым узлам крыльев. Фитинги могут быть индивидуальными по стрингерам и поясам, контурными для монококовых КСС конструкций (фланцевые, телескопические, резьбовые).

5.4. Конструирование фюзеляжей в зоне вырезов В конструкции планера для эксплуатационных и иногда технологических целей выполняются разнообразные вырезы, ими заняты 18 … 20% поверхности фюзеляжа. Различают малые и большие вырезы.

5.4.1. Малые вырезы Малые вырезы выполняются между элементами каркаса, в крайнем случае разрезается один стрингер (рис. 5.8). Вырез размером до 250 мм усиливается окантовкой и закрывается несиловой быстросъемной крышкой. Масса крышки больше вырезанной обшивки на 20…25% и приблизительно равна массе окантовки. При выполнении проектировочных расчетов главное внимание Рис. 5.8. Малые вырезы в фюзеляже уделяется выбору форм и размеров окантовки. Решающее влияние здесь оказывает форма выреза, влияющая на коэффициент концентрации напряжений. Обшивка в зоне выреза должна обеспечивать условия прочности σр τр σрасч = ≥ σ д ; τрасч = ≥ τд , к к где σр, τр – разрушающие напряжения в обшивке без выреза; к – коэффициент концентрации напряжений, зависящий от формы и размеров выреза. Вырез больше 300 мм увеличивает массу конструкции за счет крышки и окантовки в 3 раза.

214

5.4.2. Большие вырезы Большие вырезы имеют размеры, соизмеримые с размерами фюзеляжа: 0,25 … 0,5 Dф в поперечном направлении и 0,5…1,5 Dф – в продольном. Большие вырезы пересекают одновременно продольные и поперечные элементы. Эти вырезы обязательно закрываются силовой крышкой на винтах или замках, число которых выбирается из условия прочности и эксплуатационных требований (быстрое открывание). В рациональной конструкции mсил. кр=2mок. Силовая крышка должна плотно прилегать к окантовке, быть жесткой, не терять форму при демонтаже и монтаже, иметь ровную поверхность заданной кривизны при эксплуатационном уровне нагрузок. Функции окантовки могут выполнять продольные и поперечные Рис. 5.9. Большие вырезы в элементы, усиленные в зоне фюзеляже выреза (рис. 5.9).

5.4.3. Конструирование отсеков фюзеляжа с большими вырезами и несиловой крышкой Вырезы l > 2Dф называют длинными (рис. 5.10), при l < Dф короткими, длина дуги выреза lф ≤ Rф. Компенсация прочности в районе выреза обеспечивается окантовкой. Роль окантовки выполняют усиленные шпангоуты по краям выреза и две усиленные продольные балки – бимсы. Определим параметры бимса. а) Изгиб в вертикальной плоскости (рис. 5.11, а). Расчетная схема – двухпоясная балка: пояса балки – бимсы и свод Lсв=0,8Dф, стенка – две боковины Нбок=0,65Дф. Тогда М Pб в = Pсв ; Pсв = в ; Нбок Мв .(5.4) Pб в = 2 ⋅ 0,65Dф Параметры свода и боковин корректируются:

Рис. 5.10. Длинные вырезы в фюзеляже

215

Fсв = ( fстр + bпрδобш ) =

Рсв Рбв Qв ; qQ = ; Fбок = .

2 Н σр стр σр стр бок в

б) Изгиб в горизонтальной плоскости (рис. 5.11, б). Расчетная схема – двухпоясная балка: пояса балки – бимсы и боковины, стенка – свод. Тогда М В Pбок г + Рб г = г ; Lг = Dф − ; Lг 4 Мг Мг (5.5) Рб г = 0,75 ; Рбок = 0,25 ; В В Dф − Dф − 4 4 Q qQГ = г .

L св Параметры боковин корректируются: М (5.6) 0,25 г = ( fδ + bпр δобш ) n σр .

Lг

а

б

Рис. 5.11. Изгиб фюзеляжа с вырезом в вертикальной (а) и горизонтальной (б) плоскостях в) Кручение (рис. 5.12). От действия крутящего момента Мкр в обшивке возникает поток QМ кр Мкр Мкр , (5.7) = = qM кр = В⎞ h бок L г hбок ⎛ ⎜ D ф − ⎟hбок 4⎠ ⎝ где hбок – длина сегмента от бимса по вертикали до дуги.

216

Рис. 5.12. Кручение фюзеляжа с вырезом Расчетная схема боковины – пластина, защемленная по Мкр . Максимальный шпангоутам и нагруженная усилием QМ кр = Lг QМ крl . От изгибающего изгибающий момент в пластине ΔМmax = 2 момента ΔМmax догружается бимс: Мкрl ΔМmax , (5.8) ΔPб = = В⎞ 2y б ⎛ ⎜ D ф − ⎟4 y б 4⎠ ⎝ где yб – координата ц.м. бимса от центра симметрии фюзеляжа. Результирующее усилие бимса Pб = ±Р б в ± Р б г ± ΔРв = ±

Мкр l Мв 0,75Мг .(5.9) ± ± В В 2 ⋅ 0,65Dф ⎞ ⎛ Dф − ⎜ Dф − ⎟4 y б 4 ⎝ 4⎠

Условие прочности: Pб ≤ Ркр б ;

Ркр б =

сπ 2ЕIб 2

;

l где Iб – минимальный момент инерции бимса относительно главной центральной оси a – a (рис. 5.13); с=4,5…5,5 при В≤1,5Rф; l=2Dф. Бимс продлевается до Δl = В или до следующего шпангоута (рис. 5.10). Проверим толщину обшивки свода:

217

δ0 =

Мкр qΣ Qв + ; qΣ = qQb + qМкр = . В ⋅ 2 0 , 65 D ⎛ ⎞ τp ф hбок ⎜ Dф − ⎟ ⎝

(5.10)

4⎠

Бимс – стержень, жестко защемленный на торцевых шпангоутах и упруго опирающийся на промежуточные незамкнутые нормальные шпангоуты.

5.5. Шпангоуты

Назначение шпангоутов: – обеспечивают требуемую форму поперечного сечения фюзеляжа; – служат опорами для стрингеров и Рис. 5.13. Поперечное обшивки, повышают их критические сечение бимса напряжения σкр стр, σкр обш, τкр обш; – воспринимают местную воздушную нагрузку от стрингеров и обшивки и передают ее на обшивку в виде потока касательных усилий; – воспринимают избыточное давление в гермоотсеках; – препятствуют деформации контура фюзеляжа при изгибе; – усиленные шпангоуты дополнительно нагружаются сосредоточенными нагрузками от агрегатов самолета, грузов.

5.5.1. Нормальные шпангоуты

Нормальные шпангоуты выполняются обычно в виде колец (рам) постоянного сечения. Внутренние усилия малы, строительная высота небольшая, поперечные сечения – Z-образные, швеллерные или двутавровые. Нормальные шпангоуты обычно штампуются из листового материала до швеллерного или Z–образного сечения, в местах прохождения стрингеров полки нормальных шпангоутов разрезаются, здесь выполняется просечка. Если обшивка сравнительно тонкая и можно выделить преимущественно растянутую и сжатую зоны, то в сжатой зоне стрингер соединяется со шпангоутом, в растянутой – нет (рис. 5.14).

218

Рис. 5.14. Соединения шпангоута со стрингером Для фюзеляжей большого диаметра нормальный шпангоут может соединяться с обшивкой через специальные компенсирующие технологические отклонения при изготовлении шпангоута, накладки (рис. 5.15).

Рис. 5.15. Соединение шпангоута со стрингером и обшивкой с помощью компенсатора Конструктивные параметры нормальных шпангоутов обычно выбираются по статистике: – высота стенки hс=0,02Dф при Dф < 1,5 м; hст = (0,025…0,03) Dф при Dф > 2 м; – ширина полки bп=0,5 hст; 219

– толщина полки δп = (1,0…1,3)δобш при δобш ≤ 2,5 мм, для мощных панелей по технологическим соображениям δп = (1,5…2,0) δпан. Полученные параметры следует для фюзеляжей большого удлинения проверить по условиям предотвращения сплющивания при изгибе (рис. 5.16).

Рис. 5.16. Изгиб фюзеляжа большого удлинения qшп

a a M = σδ sin ≈ σδ ; σ = Y ; ρ ρ I qшп max =

M2aδR EI

2

1 M M2aδY ; = ; qшп = ρ EI EI2

(5.11)

; Мшп max=0,23qшп maxR2,

где R – радиус фюзеляжа;

δпр о =

fстр + ϕобδобш – приведенная толщина обшивки. b

Условия прочности имеют вид

σшп =

Q Мшп hст N + ≤ σв ; τшп = ≤ τкр .

Iшп 2 Fшп hст δшп

(5.12)

Местные аэродинамические нагрузки можно не учитывать, они слабо нагружают шпангоуты.

5.5.2. Усиленные шпангоуты

Усиленные шпангоуты нагружены значительными сосредоточенными нагрузками, передаваемыми в виде потока касательных сил на обшивку. Их особенность – обязательная связь полок с обшивкой, стрингеры здесь разрезаются и перестыковываются.

220

По конструкции различают 3 типа усиленных шпангоутов: рамные, глухие (со сплошной стенкой), комбинированные (рамностержневые, стеночно-рамные). Рамные обычно кольцевого типа, нагрузки воспринимают криволинейными поясами и стенкой. В поперечных сечениях шпангоута возникают изгибающий момент Мшп, поперечная сила Qшп и осевая сила Nшп (рис. 5.17), т.е. рамный шпангоут представляет собой трижды статически неопределенную систему. Определение внутренних усилий осуществляется классическими методами строительной механики, например методом сил или методом перемещений. В справочРис. 5.17. Внутренние усилия в ной литературе имеются элементах рамных шпангоутов готовые эпюры Мшп, Qшп, Nшп (рис.

5.18). Приближенно δ A = δB =

Mиз. кр 2

; Qшп max=N.

Нормальные шпангоуты изготавливаются из алюминиевых сплавов Д16, В95, усиленные – фрезерованные или сборные из Д16 или В95, штампованные – из Ак5, Ак-6, Ак-8, особо нагруженные - из хроРис. 5.18. Приближенный способ мансилиевых сплавов определения внутренних усилий 30ХГСА, 30ХГСНА.

5.6. Выбор форм и размеров рамных шпангоутов

Параметры рамного шпангоута включают: форму поперечного сечения, форму и размеры поясов b и δп, толщину стенки δст, шаг стоек, их форму и площадь поперечного сечения (рис. 5.19).

221

Определим эти параметры на этапе эскизных проектировочных расчетов по критерию минимальной массы. Высота поперечного сечения h не ограничивается и является искомым параметром. Будем считать, что Мшп, Qшп, Nшп для заданного расчетного случая известны. Масса элемента шпангоута Рис. 5.19. Параметры единичной длины, когда полки, стенки и рамного шпангоута стойки выполнены из одного материала, пропорциональна площади сечения: Fсеч = Fпол. нар + Fпол. вн + Fст, (5.13) где Fпол. нар, Fпол. вн – площади поперечного сечения наружной и внутренней полок; Fст – площадь стенки вместе с приведенной площадью стоек. Полагая приближенно Fпол. нар ≈ Fпол. вн ≈ Fпол, запишем Fсеч=2Fпол+Fст. Площадь полки определим из условия прочности

Fпол = где σp = σкр. м =

0,9кЕс ⎛b⎞ ⎜⎜ ⎟⎟ ⎝ δп ⎠

2

Мшп Мшп ≈ , hц.м.σр 0,98hσр

(5.14)

; к ≈ 0,45; Ес – секущий модуль упругости;

b, δп – ширина и толщина полки шпангоута формы швеллера. Действующие напряжения в полках Мшп .

(5.15) σд = hц.м.bδп Исключая δп из уравнений (5.14) и (5.15), получим

⎛ Мшп ⎞ ⎟ ⎜ b 2h ⎟ ц.м. ⎠ ⎝

σр σ 2д = σр3 ; σр = 3 ⎜

222

2 3

0,9к 3 Е с .

(5.16)

Полагая к=0,45, по диаграмме σ=f(ε), задавая σр, находим Ес и 2 2⎞ ⎛ ⎞ ⎛ М ⎞ ⎛ ⎜ ⎟ σ М p вычисляем 3 ⎜ 2 шп ⎟ , строим зависимость = f ⎜ 3 ⎜ 2 шп ⎟ ⎟ ⎟ ⎜ 3 0,9кЕ ⎜b h ⎟ с ⎜ ⎝ b hц.м ⎠ ⎟ ц.м. ⎠ ⎝ ⎝ ⎠ (рис. 5.20). Задаваясь рядом значений h, находим hц.м. ≈ 0,98 h, принимаем b, определяем σр и Fпол. В первом приближении для однорядного шва соединения шпангоута с обшивкой принимаем b ≈ 18…22 мм, для двухрядного шва – 30…40 мм Рис. 5.20. Зависимость σр от нагрузки и параметров рамного шпангоута или по статистике. Для определения площади стенки и стоек воспользуемся методикой проектирования стенки лонжерона, не теряющей устойчивости, аналогично стенкам силовых нервюр. Для расчетного значения Qшп, принятого значения h

Qшп ⎛Q ⎞ и по графику τприв = f ⎜ шп [37] находим τприв.

2 2 ⎟ h h ⎝ ⎠ 2Мш Q Q Тогда Fст = шп . Следовательно, Fсеч = + шп . τприв 0,98hσp τприв

определяем

Задавая ряд значений h, находим Fсеч=f(h) и определяем hopt, соответствующую Fсеч min.. Для hopt и принятого значения b находим σр, вычисляем Fпол, подбираем профиль. Толщину стенки, размеры стоек определяем аналогично проектировочным расчетам стенки нервюр. Алгоритм проектирования Известны Мшп, Qшп.

1. Выбираем конструкционный материал полок, стенки и стоек, принимаем b=18…20 мм для однорядного шва и 30…40 мм для двухрядного.

2. Задаем параметрически значения h; вычисляем hц.м.=0,98 hi.

223

3. Для каждого значения hi определяем ⎞ ⎛ М σр = 3 ⎜ 2 шп ⎟ ⎜b h ⎟ ц.м. ⎠ ⎝

2

и находим

2 3

0,9кЕс .

4. Вычисляем Fпол i = 5. Определяем Fст i =

3

⎞ ⎛ М ⎜ шп ⎟ ⎜ b 2h ⎟ ц.м. ⎠ ⎝

Qшп hi2

Mшп .

0,98hiσpi

, по графику [37] находим τприв I, определяем

Qшп . τприв i 6. Строим график Fсеч i=2Fпол. i+Fст I в функции hi.

7. Находим hopt, соответствующий Fсеч min.

Q 8. Для hopt вычисляем 2 , находим σр, τприв, определяем δп, δст, hopt

Fcт, l.

Аналогично могут быть рассмотрены другие формы поперечного сечения, отличные от швеллера. В процессе уточнения параметров шпангоута целесообразно их выполнять переменными по периметру и высоте h.

5.7. Герметизация гермокабин фюзеляжа

В связи с полетом самолетов на больших высотах для создания нормальных жизненных условий экипажу и пассажирам в салонах и кабине создается избыточное давление Δр=0,6…0,7 атм (55 кПа). Следовательно, в этих случаях кабины и салоны должны быть герметизированными. Герметизации подлежат: – заклепочные и болтовые соединения элементов каркаса с обшивкой; – стыки листов обшивки и панелей между собой; – выводы из кабины тяг и тросов проводки управления самолетом и двигателями, трубопроводов гидравлической и пневматической систем самолета, системы кондиционирования; – выводы жгутов электропроводки; – фонари, входные двери, люки, окна.

224

Герметическая кабина представляет собой герметизированный отсек фюзеляжа, внутри которого поддерживается избыточное давление для создания нормальных условий экипажу и пассажирам при подъеме самолета на высоту более 2…4 тыс. м. В качестве герметиков для заклепочных и болтовых соединений применяют жидкие герметики, герметизирующие ленты, замазки мест соединения. Необходимо создавать барьеры между обшивкой и заклепкой, между заклепкой и шпангоутом, шпангоутом и обшивкой (рис. 5.21). Нанесение жидких герметиков и замазки (поверхностная герметизация) – вредный и трудоемкий процесс. Применение высокоресурсных заклепок, болтов с натягом, разработанных в ХАИ, позволяет отказаться от поверхностной герметизации, повышает ресурс, снижает трудоемкость и массу (на Ан–124 «Руслан» сэкономлено 800 кг за счет массы поверхностных герметиков).

Рис. 5.21. Герметизация заклепочных швов гермокабин: 1 – обшивка; 2 – шпангоут; 3 – уплотнительная герметизирующая лента (внутришовная герметизация); 4 – герметик (поверхностная герметизация) Для герметизации кабин применяют: – герметическую клепку с использованием уплотнительных лент и поверхностных замазок в виде жидких герметичных швов; – уплотнение разъемов, окон, дверей, люков; – герметизацию выводов тяг управления, воздушных и топливных коммуникаций; – высокоресурсные заклепки. Герметические кабины могут быть: – вентиляционными, характеризующимися беспрерывной подачей сквозного потока воздуха компрессором; – кислородно-вентиляционными, имеют также сквозную вентиляцию, но вместе со сжатым воздухом подается и кислород; – регенерационными, когда продукты дыхания удаляются пропуском воздуха через специальные химические патроны.

225

Пассажирские кабины. На больших самолетах пассажирские кабины называют салонами: – «люкс» – удельный объем салона – 2 м3/чел; – «1–й класс» – 1,8 м3/чел; – «туристский» – 1,5 м3/чел; – «экономический» – 1,2…0,9 м3/чел. Пассажирские кабины по длине фюзеляжа делятся на несколько салонов, которые могут иметь разные классы. Для перевозки багажа, коммерческих грузов предусматриваются специальные помещения или под полом салонов, или в отсеках фюзеляжа. Дополнительные требования к грузовым отсекам и багажным отделениям: – размеры люков должны давать возможность применять средства механизации погрузочно-разгрузочных работ; – применение бортовых средств механизации погрузочноразгрузочных работ; – наличие люков для погрузки и выгрузки.

5.8. Правило площадей и снижение коэффициента лобового сопротивления Сх0

На больших околозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета самолета в результате многочисленных опытов показано, что минимальная интерференция достигается при компоновке с использованием "правила площадей". Его суть: при разработке схемы околозвуковых или сверхзвуковых самолетов необходимо стремиться к такому взаимоположению частей самолета и придавать этим частям такие формы, чтобы величина площадей поперечных сечений, проведенных перпендикулярно к оси симметрии через весь самолет, изменялась от носа к корме наиболее плавно, т.е. соответствовала веретенообразному удобообтекаемому телу. При сверхзвуковых скоростях полета поперечные сечения необходимо выполнять плоскостями, которые имеют наклон, равный углу скачка, взятому для данного числа М. Практически такой вариант реализуется за счет поджатия фюзеляжа в районе крыла (рис. 5.22, б), гондол двигателя с воздухозаборником.

226

Как видно из рис. 5.22, в, применение правила площадей дает уменьшение прироста Схо в зоне умеренных сверхзвуковых скоростей (рис. 5.22, в) на 25…30%. Дальнейшее увеличение скорости полета снижает влияние правила площадей и при М = 1,8…2,0 уже практически не сказывается.

Рис. 5.22. Влияние поджатия фюзеляжа на величину коэффициента лобового сопротивления Схо Практическое использование правила площадей имеет место на сверхзвуковом бомбардировщике В-58 "Хастлер", на английском палубном бомбардировщике "Бакенир", на самолетах Ту-104 и Ту-114 по правилу площадей выполнены гондолы двигателей с воздухозаборниками. Для скоростных самолетов-истребителей правило площадей получило развитие в виде интегральной схемы самолета: место соединения крыла и фюзеляжа не имеет видимого перехода (самолеты Су-27, Ту-160, МиГ-29, F-16, В-1 и др.). Дифференциальное правило площадей предусматривает 227

уменьшение объема самолета над крылом более интенсивно, чем под крылом. Контрольные вопросы 1. Какие требования предъявляются к конструкции фюзеляжа?

2. Внешние формы фюзеляжа.

3. Нагрузки, действующие на фюзеляж самолета.

4. Существующие варианты КСС фюзеляжа.

5. Ферменная КСС фюзеляжа: преимущества и недостатки.

6. Балочно-лонжеронная КСС фюзеляжа: преимущества и недостатки.

7. Балочно-стрингерная КСС фюзеляжа: преимущества и недостатки.

8. Выбор КСС фюзеляжа.

9. Какая КСС фюзеляжа является самой легкой и почему?

10. Укажите особенности конструкции фюзеляжей в зоне малых вырезов.

11. Укажите особенности конструкции фюзеляжей в зоне больших вырезов.

12. Обоснуйте использование различных КСС на фюзеляже одного самолета.

13. Каковы назначение и конструктивное применение шпангоутов?

14. Конструирование нормальных шпангоутов.

15. Конструирование силовых шпангоутов.

16. Конструктивные особенности гермокабин фюзеляжа.

17. Суть «правила площадей».

18. Как осуществляется герметизация отсеков фюзеляжа. дверей, окон и вырезов?

228

6. ШАССИ 6.1. Назначение шасси и требования к ним Шасси - это система опор, предназначенная для разбега перед взлетом, пробега после посадки, передвижения по аэродрому и стоянки самолета или вертолета на земле, палубе корабля или воде. Основные требования к шасси Шасси должно обеспечивать: 1. Поглощение и рассеивание кинетической энергии ударов при посадке и при рулежке по неровностям аэродрома, предохраняя конструкцию планера самолета от разрушения.

2. Устойчивость и управляемость самолета при разбеге на взлете, пробеге после посадки, при рулении, маневрировании, буксировке.

3. Эффективное торможение колес для уменьшения длины пробега после посадки.

4. Исключение возможного капотирования (опрокидывания вперед на фонарь или вбок на крыло).

5. Заданную проходимость (возможность многократного взлета и посадки на данном аэродроме без разрушения его поверхности) по грунту или бетонному аэродрому данного класса.

6. Возможность разворота на 180° на ВПП аэродрома заданного класса (обеспечивает управляемая передняя опора, иногда - и основные).

7. Посадку с креном до 10°, посадочный угол атаки α пос .max , что обеспечивается высотой опор шасси.

8. Минимальное расстояние любого элемента конструкции до поверхности аэродрома 160 мм – при полном обжатии пневматиков.

9. Надежную фиксацию опор шасси в выпущенном и убранном положениях.

10. Выпуск и уборку за возможно меньшее время: легкие самолеты – 6 … 12 с., тяжелые – 12 ... 15 с.

11. Возможно меньшие габариты ниш для уборки опор шасси.

12. Возможность аварийного выпуска и уборки.

13. Высокую долговечность и надежность (20000….30000 посадок и взлетов).

14. Облегчение погрузки и разгрузки грузовых самолетов изменением высоты опор.

229

6.2. Компоновочные схемы шасси Из всего многообразия компоновочных схем наибольшее распространение получили четыре: трехопорная с хвостовой опорой, трехопорная с передней опорой, двухопорная (велосипедного типа) и многоопорная.

6.2.1. Трехопорная схема шасси с хвостовой опорой

Рис. 6.1. Трехопорная схема шасси с хвостовой опорой Основные параметры схемы (рис. 6.1): PCT = 0,88…0,92 m0g - стояночная нагрузка на основные опоры; B = 0,18…0,3 L - колея шасси, L - размах крыла; b - база шасси; e - вынос основных опор; a - вынос хвостовой опоры; 230

H - расстояние от ц.м. до поверхности аэродрома; ϕ = αпос.max − α3 − ψ = 10 ... 14D - посадочный угол или угол «опрокидывания»; αпос. max = αкрит − Δα = 0,95αкрит ;

Δα - запас, чтобы самолет не свалился в штопор; α 3 - угол заклинивания крыла ( α 3 = 0...4D );

ψ = -2….+2° – стояночный угол. Капотирование исключается при m0ge ≥ FинH ; Fин = T = fmg , (6.1) где T - сила трения; f - коэффициент трения; Fин - инерционная сила. Отсюда e / H ≥ f - условие отсутствия капотирования. Основные преимущества этой схемы: - хвостовая опора короткая, легче передней - самое легкое шасси; - объем ниши для уборки хвостовой опоры мал; - Fин разгружает хвостовую опору, проходимость лучше по грунту: хвостовая опора кочку огибает; - нет колебаний типа «шимми». Недостатки: - склонность самолета к капотированию, отсюда невозможность эффективного торможения; - сложность пилотирования: необходимо обеспечить посадку на три опоры для предотвращения непроизвольного подлета; - «козление» при посадке на две основные опоры (самолет тогда под действием веса mg опрокидывается на хвост, угол атаки крыла увеличивается и самолет взмывает вверх); - плохая путевая устойчивость при движении по аэродрому (ВПП) (рис. 6.2); при движении самолета со сносом по аэродрому

Рис. 6.2. Путевая неустойчивость схемы при движении по аэродрому 231

боковые составляющие сил трения колес создают момент относительно оси, проходящей через ц.м. M = Tc , который стремится увеличить угол сноса; - возможность разрушения взлетно-посадочной полосы струями выхлопных газов реактивного двигателя (из-за наклона оси самолета в стояночном положении); - плохой обзор вперед для экипажа; - дискомфорт пассажиров и экипажа на стоянке. Такая схема применяется на самолетах с небольшими взлетными и посадочными скоростями.

6.2.2. Трехопорная схема шасси с передней опорой

Рис. 6.3. Трехопорная схема шасси с передней опорой Основные параметры схемы (рис. 6.3.): PCT = 0,88…0,94 m0 g ; b = 0,3…0,4 L ; e = 0,06…0,12 b ; a = 0,94…0,88 b ; ϕ = α пос. max − α 3 − ϕ - угол «опрокидывания» ≈ 10..18°;

γ = ϕ + 1...2D - угол выноса главных колес (опор), γ > ϕ , чтобы самолет не опрокинулся на хвост; 2Н ≤ B ≤ 15 м; 15 м - ширина дорожки B > 2H исключается капотирование на крыло.

232

аэродрома,

при

Для обеспечения путевой устойчивости передняя опора свободно ориентируется при разбеге и пробеге, управляется при движении на земле. Достоинства такой схемы: - нет опасности капотирования на фонарь, допускается эффективное торможение; - проще пилотировать, посадка предпочтительна на две основные опоры, самолет опрокидывается на переднюю опору, угол атаки падает, подскока, «козления» нет; - хорошая путевая устойчивость при разбеге и пробеге, так как во время разворота самолета из-за дестабилизирующего момента силы трения колес основных стоек создадут относительно ц.м. стабилизирующий момент, который будет уменьшать угол сноса, для улучшения путевой устойчивости колеса передней опоры Рис. 6.4. Уменьшение угла сноса выполняют свободно ориенпри движении самолета по аэродрому тирующимися (рис. 6.4); - хороший обзор для экипажа, удобства для пассажиров, простота загрузки-выгрузки за счет горизонтального или близкого к нему положения оси фюзеляжа. Недостатки: - передняя опора длинная и тяжелая, за счет удара при опрокидывании на нос при посадке на две основные опоры она дополнительно догружается; - хуже проходимость: носовая опора за счет инерционных сил догружается, увеличивается ее давление на грунт, она имеет тенденцию зарываться в грунт; - ниша для уборки передней опоры должна быть больше, что обеспечить сложно; - опасность аварии или даже катастрофы при повреждении или поломке передней опоры; - возможность появления самовозбуждающихся колебаний свободно ориентирующихся колес передней опоры (типа «шимми») из-за недостаточной жесткости и упругости пневматика, стойки, носовой части фюзеляжа. За 3 … 5 взлетов опора может разрушиться (рис. 6.5).

233

Рис. 6.5. Самовозбуждающиеся колебания передней опоры

Для большинства современных самолетов эта схема оказалась наиболее выгодной и нашла самое широкое применение.

6.2.3. Двухопорная компоновочная схема шасси (рис. 6.6)

Рис. 6.6. Двухопорная (велосипедного типа) схема шасси Опоры - две примерно одинаковые по воспринимаемым статическим нагрузкам. Задняя опора более мощная, ц.м. расположен ближе к ней. Для предохранения сваливания на крыло в этой схеме устанавливаются подкрыльевые опоры. Достоинства этой схемы включают преимущества трехопорной компоновочной схемы с передней опорой плюс дополнительные: - проще убрать опоры в фюзеляж; - опоры короткие, особенно для высокопланов; - опоры не попадают в струю газов подъемных двигателей вертикально взлетающих самолетов. Недостатки: - на малой скорости поперечная устойчивость недостаточна (нужны более мощные элероны); 234

- центральная часть фюзеляжа занята нишами для уборки шасси; - необходимы подкрыльевые стойки и их гондолы; - вырезы в фюзеляже для ниш шасси существенно увеличивают его массу за счет необходимости усиления фюзеляжа в зоне вырезов; - сложное пилотирование; - механизм разворота передней стойки – тяжелый; - необходима установка дополнительных механизмов для увеличения угла атаки в процессе взлета путем удлинения передней (вздыбливание) или приседания (укорочение) основной опоры для отрыва носовой стойки при разбеге на взлете; - суммарная масса шасси возрастает. Такая схема применяется редко, в основном для вертикально взлетающих самолетов.

6.2.4. Многоопорные шасси Многоопорные шасси применяются для обеспечения проходимости по аэродрому тяжелых пассажирских и транспортных самолетов (масса 200 т и более) за счет увеличения числа колес (от двух до восьми) на одной опоре и числа опор (рис. 6.7). Например, на самолетах Боинг 747 - 5 опор, ИЛ-86 - 4 опоры, Ан-22 - 9 опор, Ан-124 - 12 опор.

Рис. 6.7. Многоопорная схема шасси 6.3. Элементы конструкции опор шасси и их назначение Основными элементами конструкции опор шасси являются (рис. 6.8): 1. Опорные элементы, обеспечивающие соприкосновение опор шасси с поверхностью аэродрома, корабля, водной поверхностью (колеса, лыжи, поплавки).

2. Стойка - основной силовой элемент, передающий нагрузку с опорных элементов на конструкцию планера самолета. которые поглощают и рассеивают 3. Амортизаторы, кинетическую энергию удара при посадке и движении по неровностям аэродрома. Если амортизатор совмещен с внутренней полостью стойки, она называется амортизационной.

235

Рис. 6.8. Конструктивно-силовая схема опоры шасси: 1 – узлы крепления опоры; 2 – амортизационная стойка; 3 – двухзвенник; 4 – колесо; 5 – тяги компенсационного механизма; 6 – ось тележки; 7 – передний тормозной рычаг; 8 – стабилизирующий подкос-амортизатор; 9 – передний подкос; 10 – механизм выпуска и уборки опоры шасси

4. Траверса - верхняя часть стойки, обеспечивающая ее крепление к конструкции планера.

5. Подкосы - система стержней, подкрепляющих и разгружающих стойку.

6. Цилиндр-подъемник, обеспечивающий выпуск и уборку опоры шасси.

7. Двухзвенник (шлицшарнир) два звена, связанные шарнирно и передающие крутящий момент Mkp от штока амортизатора к цилиндру стойки.

8. Демпфер шасси – гаситель колебаний типа шимми.

9. Тележка – устройство для крепления четырех, шести или восьми колес к стойке.

10. Замки выпущенного и убранного положений, обеспечивающие фиксацию опоры в конечных положениях.

6.4. Нагрузки на опоры шасси Нагрузки на опоры шасси определяются согласно Нормам прочности, Нормам летной годности самолетов (НЛГС). Предусматривается ряд расчетных случаев, основные из них: 1. Eш - нормальная посадка самолета на две или три точки (опоры), ( nEш = 2,1+4500/( mg +2500) ≤ 3…3,5) для дозвуковых самолетов транспортной категории.

2. Gш - посадка с передним ударом в основные опоры.

3. R1ш - посадка самолета с боковым ударом в основные опоры.

4. R 2 ш - нагрузка при рулении по аэродрому.

236

5. Tш - посадка с торможением.

6. Н - посадка со сносом, боковой удар. Расчетное усилие на опору Ррасч = Р СТnэ f , где PCT - стояночная нагрузка на опору. Для трехопорной схемы с передней опорой PCT.осн = m0ga / 2b ; PCT.пер = m0g(b − a) / b , где m0 - взлетная масса самолета, который не имеет системы аварийного слива топлива, или m - посадочная масса самолета, оснащенного аварийным сливом топлива. Для основных стоек nэ = 2,0…3,5; f = 1,5…2,0; для передних стоек nэ = 4…5; f = 1,65.

6.5. Конструктивно-силовые схемы опор шасси самолетов и вертолетов Взаимное размещение основных силовых элементов опоры шасси создают ее КСС. Различают следующие КСС опор шасси: - по способу крепления колеса к стойке: консольное, вильчатое, полувильчатое, симметричное; - по способу крепления стойки к планеру; - по способу размещения амортизатора. различают По способу размещения амортизатора телескопическую, полурычажную и рычажную КСС. Колесо телескопической КСС навешивается непосредственно на шток амортизатора. Амортизационная стойка работает на сжатие силой P , срез усилием F , нагружена изгибающим моментом М и крутящим Mkp . Крутящий момент со штока на цилиндр стойки передается шарнирным двухзвенником (рис. 6.9). Телескопическая КСС компактна при уборке; ход штока амортизатора равен ходу колеса, что смягчает амортизацию. Однако силы трения в буксах уплотнения при изгибе штока максимальны; износ в буксах большой; ресурс малый. Телескопическая КСС плохо воспринимает боковой удар. Такая схема находит широкое применение. Полурычажная подвеска обеспечивает хорошую амортизацию переднего удара благодаря наличию рычага. Ход амортизатора меньше хода колеса, уменьшаются габариты и масса амортизатора, изгиб в буксе мал, ресурс выше за счет соединения рычага со стойкой через серьгу (рис. 6.10).

237

Рис. 6.9. Телескопическая КСС опоры шасси: 1 – стойка; 2 – поршень; 3 – шток; 4 – букса; 5 – двухзвенник

Рис. 6.10. Полурычажная КСС опоры шасси: 1 – стойка; 2 – поршень; 3 – шток; 4 – рычаг; 5 – серьга

Рычажная подвеска: - со встроенным амортизатором (рис. 6.11, а); рычаг соединяется со стойкой непосредственно, шток разгружается от изгиба; - с вынесенным амортизатором (амортизатор свободен от изгиба рис. 6.11, б), возможна рычажная подвеска без стойки (рычаг и амортизатор крепятся к планеру). По способу крепления стойки к планеру КСС разделяются на балочные и ферменные. Ферменные КСС (рис. 6.12, а) обычно применяют для неубирающегося шасси. Это шасси - самое легкое, но аэродинамическое сопротивление большое; рекомендуется для тихоходных самолетов. Балочные консольные КСС (рис. 6.12, б) компактны, имеют малые размеры, малые ниши, нужные для уборки, но у стойки большая масса (стойка работает на изгиб). Такие КСС используются для небольших самолетов.

238

Балочно-подкосные КСС (рис. 6.12, в): стойка подкреплена подкосами, которые ее разгружают от изгиба, масса ее уменьшается. Эти КСС имеют самое широкое применение.

Рис. 6.11. Рычажная КСС опоры шасси: 1 – стойка; 2 – поршень; 3 – шток; 4 – рычаг; 5 – серьга; 6 – амортизатор

а

б

в

Рис. 6.12. КСС шасси по способу крепления стойки к планеру 6.6. Амортизаторы шасси Амортизаторы шасси предназначены для поглощения большей части энергии ударов при посадке и движении по аэродрому, рассеивания поглощенной энергии, уменьшения нагрузок на конструкцию планера. Основная часть поглощаемой энергии переходит в потенциальную энергию деформации упругого тела. В качестве упругого тела в амортизаторах могут использоваться резина, пружины, газ, жидкость. Рассеивание энергии производится путем необратимого преобразования ее в тепловую. Резиновые, 239

пружинные, воздушные (или газовые) амортизаторы, воспринимая энергию, не гасят ее, а только деформируют, смягчают удар, возвращают воспринимающую работу конструкции. Такие амортизаторы применяются только на легких ЛА. Наибольшее распространение получили жидкостно-газовые амортизаторы, в которых сжатый газ является упругим элементом, при ударе сжимается, а затем расширяется (рис. 6.13). Жидкость под действием силы удара на прямом ходу проталкивается через калиброванные отверстия в поршне и отверстия в клапане торможения на обратном ходе. Нижняя полость амортизатора заполнена жидкостью, верхняя - газом. При ударе шток с поршнем перемещаются вверх (прямой ход), сжимают газ (азот), одновременно происходит перетекание жидкости через отверстия в поршне. Затем газ, расширяясь, возвращает поршень и шток вниз, жидкость снова перетекает из одной полости в другую. При этом закрывается обратный клапан (клапан торможения), уменьшается Рис. 6.13. Типовой жидкостнопроходное сечение канала для газовый амортизатор жидкости. При перетекании жидкости через отверстия за счет гидравлического сопротивления она нагревается, и через стенки цилиндра тепло рассеивается в окружающее пространство. Диаграмма работы жидкостно-газовых амортизаторов представлена на рис. 6.14. Работа (энергия), воспринимаемая амортизаторами, определяется по зависимости A эaм = Pma δaм.max . На диаграмме работы амортизатора обозначены: o – давление предварительной затяжки; Paм – работа, воспринимаемая пневматиком и SAPmBKA конструкцией; SAKBLA – работа, воспринимаемая амортизатором на прямом ходе; 240

– работа, SALBCA воспринимаемая амортизатором на обратном ходе; SAKBCA – работа, поглощенная амортизатором за один ход (гистерезис); SOAKBMO – работа, воспринимаемая амортизатором; SOACBMO – работа, возвращенная амортизатором;

Рис. 6.14. Диаграмма работы жидкостно-газового амортизатора

η = SOAKBMO / PMδaм.max = 0,75...0,85 - коэффициент полноты

диаграммы. По конструкции жидкостно-газовые амортизаторы бывают поршневыми, плунжерными, однокамерными, двухкамерными. Типы поршневых амортизаторов: открыто-поршневые (рис. 6.15, а), замкнуто-поршневые (рис. 6.15, б), игольчатопоршневые (рис. 6.15, в).

Рис. 6.15. Поршневые амортизаторы: 1 – газовая камера; 2 – жидкостная камера; 3 – поршень с отверстиями; 4 – обратный клапан; 5 – шток; 6 – цилиндр; 7 – букса; 8 – диафрагма с калиброванным отверстием; 9 – игла переменного сечения 241

Плунжерные амортизаторы могут быть: свободно-плунжерные (а), плотно-плунжерные (б), плунжерно-игольчатые (в), плунжерногильзовые (рис. 6.16, г). В свободно-плунжерных амортизаторах (рис. 6.16, а) за счет производственных допусков между плунжером 1 и поршнем 4 нарушается идентичность амортизатора. Для обеспечения идентичности в головке плунжера ставят уплотнительное металлическое кольцо, которое исключает здесь зазор. Идентичность гарантируется, но надо шлифовать внутреннюю поверхность штока (рис. 6.16, б). Игла (рис. 6.16,в) и гильза (рис. 6.16, г) обеспечивают уменьшение проходного сечения по мере перемещения поршня вверх.

Рис. 6.16. Плунжерные амортизаторы: 1 – газовая камера; 2 – жидкостная камера; 3 – поршень с отверстиями и штоком; 4 – обратный клапан; 5 –цилиндр; 6 – букса; 7 – плунжер; 8 – игла; 9 – прорези в корпусе гильзы 6.7. Опорные элементы Виды опорных элементов: колесные, лыжные, поплавковые, комбинированные, на воздушной подушке. Колесные опорные элементы получили наибольшее распространение. Они обеспечивают: - малое сопротивление при разбеге на взлете; 242

- большое сопротивление при пробеге после посадки за счет торможения колес; - хорошую управляемость при перемещении по аэродрому; - поглощение энергии удара. Их недостатки: - имеют большие габариты и массу колес (0,015…0,02 m 0); - при повышении давления пневматиков колес уменьшаются их габариты и масса, но ухудшается проходимость самолета по аэродрому; - обладают низким ресурсом, пневматик интенсивно изнашивается; - сопротивление движению зависит от состояния поверхности аэродрома: в дождь, снегопад, при обледенении, при слякоти и т. д. тормозной путь возрастает. Лыжные опорные элементы применяют при эксплуатации самолета со снежных аэродромов, могут применяться на главных опорах для повышения проходимости на грунтовых аэродромах. Их достоинства: - меньше габариты и масса; - ресурс и надежность выше. Недостатки: - большое сопротивление трению при разбеге на взлете; - сложность управления при движении по аэродрому; - меньше амортизация при посадке; - при взлете с грунтовых аэродромов в распутицу приходится использовать ускоритель; - сложность торможения после посадки. Поплавковые опорные элементы применяют при эксплуатации самолетов с водной поверхности.

6.8. Выбор силовой и кинематической схем убирающегося шасси По типам силовой и кинематической схем уборки шасси различают 4 группы.

I. Первая группа. Цилиндр выпуска и уборки опоры (ЦВУ) здесь – несиловой, что повышает его ресурс, надежность. Геометрическая неизменяемость в выпущенном положении обеспечивается ломающимся подкосом. На замок ЦВУ действуют малые нагрузки (рис. 6.17). Но они имеют большие габариты и массу узлов крепления к планеру самолета. Применялись на старых самолетах.

243

II. Вторая группа. Геометрическая неизменяемость в выпущенном положении обеспечивается силовым замком ЦВУ. ЦВУ здесь - силовой и кинематический элемент (рис. 6.18). Достоинства этой группы схем: - минимальное число элементов опоры; - компактность, малые потребные ниши для уборки. Недостаток: - большие усилия в замке ЦВУ; - изгиб штока вызывает интенсивный износ уплотнительной буксы; - низкий ресурс.

III. Третья группа. ЦВУ - несиловой элемент. Геометрическая неизменяемость в выпущенном положении обеспечивается силовым замком (рис. 6.19). Объем ниши для уборки опоры наибольший. Широко применяются на самолетах МиГ, Ил.

IV. Четвертая группа - для опоры большой высоты. Стойка состоит из двух частей. Особенности (рис. 6.20): - ЦВУ - силовой кинематический элемент, но нагрузки малы; - фиксация в выпущенном положении обеспечивается замком ЦВУ; - геометрическая неизменяемость обеспечивается по типу I, II, III; - объем потребной ниши для уборки опоры мал, но по конструкции тяжелее.

Рис. 6.17. Схема с несиловым ЦВУ 244

Рис. 6.18. Схема с силовым ЦВУ

Рис.6. 19. Схема шасси с несиловым ЦВУ и силовым замком выпущенного положения

Рис. 6.20. Схема опоры шасси большой высоты

6.9. Выбор колес шасси Выбор колес шасси проводится с помощью каталога по стояночной нагрузке на колесо: PCT.к = PCT.опоры / n , n - число колес на одной опоре. Одновременно следует учитывать прочность грунта: 1) условие прочности грунта σ q ≤ σгрунта , σ q = PCT.к 1 / Hк Dк / δкBк ,

где Bк , Dк - ширина и диаметр колеса; Hк - глубина колеи ( Hк ≤ 5 см); δк = 1…2,5 - коэффициент, учитывающий пневматика [30]; 2) допустимая прочность грунта: σгрунта = 0,6 МПа - плотный сухой грунт;

(6.2)

деформацию

σгрунта = 0,3…0,4 МПа - дерновое покрытие; σгрунта = 0,15…0,2 МПа - пахота; σгрунта = 0,05…0,15 МПа - плотно укатанный снег. В зависимости от давления в пневматике и посадочной скорости Vпос колеса разделяются на 4 группы: 1) сверхнизкого давления, pп сн = 0,25…0,35 МПа, Vпос – до 200 км/ч; 245

2) низкого 250 км/ч; 3) высокого

давления, давления,

pп н =0,35…0,65 МПа, pп в =0,65…1,0

МПа,

Vпос Vпос

–

до

–

до

300 км/ч; 4) сверхвысокого давления, pп св =1...2МПа, Vпос ≥ 350 км/ч. Для бетонных аэродромов рекомендуются колеса 3-й и 4-й групп (они легче по массе, имеют меньшие размеры), для грунтовых – 1-й и 2-й групп по требованиям проходимости.

6.10. Выбор числа опор Выбор числа опор определяется требованиями по обеспечению проходимости по аэродрому. Проходимость - возможность многократного использования аэродрома без повреждения его поверхности. Проходимость по бетонному аэродрому определяется прочностью бетонных плит (разрушение при изгибе и опрокидывании). С этой целью аэродромы разделяются на 7 классов: Класс A , LВПП > 2550 м, BВПП = 45 м, Р ЭКВ = 45 т …………………………………………………………... Класс G , LВПП > 900…1080 м, BВПП = 30 м, Р ЭКВ = 2 т. Здесь Р ЭКВ - эквивалентная одноколесная нагрузка на плиту (нагрузка от одноколесной опоры самолета определяется в зависимости от компоновочной схемы шасси, числа колес на опоре, давления pп и др.). Для повышения проходимости (снижения класса) увеличивают число основных опор – 3, 4, 6 (см. рис. 6.7). Однако: 1) возрастает перегрузка задних опор при посадке; 2) при боковом повороте возникают трудности (возможен срыв пневматика); 3) увеличивают число колес на опоре: 2…4…6…8 – используют колесные тележки; 4) уменьшают давление в пневматике, однако при этом растут габариты и масса колес; поэтому здесь pп = 0,8…1,2 МПа – колеса высокого и сверхвысокого давления.

246

Проходимость по грунту определяется прочностью грунта и энергетическими возможностями силовой установки. Условия проходимости по грунту определяются по формуле

P ≥ T,

P = t omog,

(6.3)

где P - тяга двигателя; t o - стартовая тяговооруженность;

T = fтpm0g - сопротивление трению опор шасси;

fтp = 1,4 fкач - коэффициент трения; fкач - сопротивление качению при страгивании с места. Тогда для обеспечения проходимости t o ≥ fтp .

Для сухого аэродрома fтp = 0,1…0,2. Для пассажирских и транспортных самолетов обычно t o > 0,2 и проходимость обеспечивается. Для мокрого грунта fтp → 1 , тяговооруженность t 0 близка к единице только для современных истребителей. Условие прочности грунта здесь выполнить затруднительно. Для повышения проходимости по грунту аэродрома: - снижают pп < 0,2 МПа, но растут размеры и масса колес; - увеличивают число опор и колес. Обычно для грунтовых аэродромов применяют pп ≈ 0.3…0,5 МПа и регулируют давление в пневматике из кабины в соответствии с состоянием ВПП.

6.11. Конструирование элементов опор шасси Первоначально прорабатывают кинематические схемы выпуска и уборки опор, определяют размеры элементов, выбирают колеса, определяют параметры амортизатора, конструируют узлы крепления колес, замки фиксации опор в крайних положениях. Анализируя все расчетные случаи нагружения опор шасси, определяют нагрузки на элементы для каждого расчетного случая. Находят из всех расчетных случаев наибольшие усилия. Размеры поперечных сечений элементов подбирают по условиям прочности, жесткости для каждого неблагоприятного случая нагружения: 247

- двухзвенники конструируют аналогично кронштейнам; - подкосы выполняют по аналогии с тягами системы управления и т.д. Конструкционные материалы элементов опор шасси включают: - легированную сталь 30ХГСА с термообработкой σb = 1100…1300 МПа, 30ХГСНА σb = 1600…1800 МПа, жаропрочную сталь ЭИ-643, σb = 1900±100 МПа, титан для цилиндров стойки, штока; металлокомпозит; - легированную сталь 30ХГСА, 30ХГСНА для траверс, элементов двухзвенника, плунжера, осей колеса; - бронзу БРАЖН для направляющих букс, втулок, подвергающихся трению; - кожу для V-образных манжет, создающих герметизацию; - Д16Т, Д6Т для вспомогательных колец в уплотнительных пакетах амортизаторов, втулок малонагруженных элементов; - сталь 50ХФА для пружин амортизаторов.

6.12. Кинематические схемы выпуска и уборки опор шасси При скорости полета V > 250 км/ч опоры шасси обычно выполняют убирающимися в полете. Основные опоры на легких и средних самолетах обычно убираются в крыло или, в некоторых случаях, в специальные гондолы, они могут также убираться частично в крыло и частично в фюзеляж. На тяжелых самолетах опоры убираются непосредственно в фюзеляж или в специальные гондолы по сторонам фюзеляжа. Передние опоры убираются в носовую часть фюзеляжа, задние – в хвостовую часть. Уборка чаще осуществляется гидравлическими цилиндрами выпуска и уборки. После уборки ниши закрываются створками с помощью специальных подъемников. Схемы уборки опор шасси: 1. Уборка в крыло в сторону по размаху к фюзеляжу или от фюзеляжа (рис. 6.21). Второй вариант предпочтителен, так как приводит к разгрузке крыла, но он возможен, если строительная высота крыла позволит убрать здесь опору.

2. Уборка в носок крыла вперед или в хвостовую часть назад (рис. 6.22).

248

Предпочтительнее убирать опору вперед: колесо со стойкой служат противофлаттерным грузом, при этом повышается критическая скорость флаттера. Однако профиль крыла не всегда обеспечивает потребную нишу, кессонные и моноблочные КСС исключают разрез силовых элементов. Уборка по хорде назад в специальную гондолу или в капот двигателя встречаются чаще (Ту-134, Ан-24 и др.), но растут мидель самолета и его аэро- Рис. 6.21. Схема уборки динамическое сопротивление, сниопор в крыло жается критическая скорость флаттера.

3. Уборка в фюзеляж. Такая схема реализуется без разворота колеса, если позволяют габариты ниши, или с разворотом колеса относительно стойки (Миг-21) (рис. 6.23).

Pис. 6.22. Схема уборки опор шасси в носок крыла

Рис. 6.23. Схема уборки опор шасси в фюзеляж с разворотом колеса

4. Уборка передней опоры, которая осуществляется (рис. 6.24): - по полету - уменьшается усилие при уборке, центровка самолета, устойчивость и управляемость изменяются меньше (рис. 6.24, а).

- против полета - выше безопасность, при отказе системы выпуска открывают замки вручную, опора вываливается в воздушный поток и дожимается скоростным напором воздуха (рис.6. 24, б), однако центровка самолета, его устойчивость и управляемость изменяются значительно.

5. Уборка основных опор в фюзеляж (рис. 6.25).

249

Рис. 6.24. Схема уборки передней опоры шасси

Рис. 6.25. Схема уборки опор шасси в фюзеляж

Непосредственно в фюзеляж убираются опоры шасси велосипедного типа или опоры самолетов верхнепланов (Ан). Опоры убираются в специальные ниши с обтекателями на фюзеляже. Для увеличения колеи В ≥ 2Н колеса разносятся, но растут мидель фюзеляжа и его аэродинамическое сопротивление (Ан-124, Ан-70, Ан-74, Ан-140 и др.) Контрольные вопросы 1. Основные требования к шасси.

2. Трехопорная схема шасси с хвостовой опорой.

3. Трехопорная схема шасси с носовой опорой.

4. Велосипедная схема шасси.

5. Почему трехопорная схема шасси получила наибольшее распространение?

6. Конструктивно-силовые схемы опор шасси самолета и вертолета.

7. Что такое шимми передней опоры шасси? Какие методы борьбы с ними Вы знаете?

8. Какую роль выполняют амортизаторы шасси? Перечислите их типы и области применения.

9. Поршневые амортизаторы.

10. Плунжерные амортизаторы.

11. Как обеспечивают требуемую проходимость самолета?

12. Почему находят применение двухопорные схемы шасси?

13. Когда применяют убирающееся шасси?

14. На каких самолетах применяют трехопорные схемы шасси с хвостовой опорой?

15. Многоопорные схемы шасси.

16. Кинематические схемы уборки и выпуска шасси.

250

7. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ И ВЕРТОЛЕТОМ 7.1. Назначение систем управления и требования к ним Управление самолетом и вертолетом предназначено для обеспечения заданной траектории полета ЛА. Совокупность механических, гидравлических, электрических, электронновычислительных устройств, обеспечивающих полет ЛА по заданной траектории, составляет систему управления. Управление рулем высоты, рулем поворота, элеронами самолета составляет основную систему управления. Вспомогательная система управления включает управление закрылками, триммерами, выпуском и уборкой шасси, переставным стабилизатором, тормозными щитками и т.д., и их устройства рассматриваются в спецкурсах. Требования к системе управления: 1. При отклонении органов управления усилия должны нарастать плавно, соответствовать направлению, противоположному движению ручки управления, педалей, штурвала, не должны превышать предельных значений 1270..2350 Н в продольном направлении, 670..1270 Н – в поперечном, 1750..2450 Н – в путевом направлении (меньшее значения - для неманевренных самолетов).

2. Должна быть обеспечена независимость действия при управлении рулями высоты и элеронами. отклонения рулевых поверхностей должны 3. Углы обеспечивать возможность полета ЛА на всех эксплуатационных режимах и иметь резерв (в запас) отклонения рулей.

4. Отсутствие заеданий и зажима при упругих деформациях конструкции.

5. Ручки, штурвалы, педали, все рычаги должны быть удобно размещены в кабине, проводка и механизмы – иметь регулировки.

6. Должно быть обеспечено чувство управления - ощущение нагрузок на командных рычагах.

7. Трение, люфты, износ должны быть минимальными.

8. Предельные положения рулевых поверхностей, а также командных рычагов должны быть ограничены упорами.

7.2. Состав системы управления Система основного управления включает в себя: - командные посты управления, где на рычаги управления непосредственно воздействует пилот, прикладывая к ним усилия; - проводку управления, которая соединяет командные рычаги с рулевыми поверхностями; 251

- исполнительные устройства, специальные механизмы, автоматические устройства; - органы управления (рулевые поверхности: РВ, РН, элероны, ЦПГО, интерцепторы). Классификация системы управления по способу воздействия на командные рычаги: – ручная (ручки, ручки на колонке, штурвал, ручки на подлокотнике); – ножная с помощью педалей: рычажно-параллелограммных, скользящих, качающихся. Типы проводки: механическая (жесткая, гибкая, комбинированная), электродистанционная, гидромеханическая, на основе волоконной оптики.

7.3. Командные посты системы управления Командные посты системы управления размещены в кабине пилота и включают ручное (ручку и штурвал с колонкой) и ножное (педали) управление. Ручка управления применяется на легких и маневренных самолетах (рис. 7.1,а). При отклонении вперед РВ отклоняется вниз, самолет поворачивается относительно оси OZ и опускается, на себя – РВ отклоняется вверх, самолет поднимается. При отклонении ручки вправо правый элерон отклоняется вверх, левый - вниз, подъемная сила на левой консоли увеличивается, на правой – уменьшается, самолет относительно оси OX поворачивается вправо, получаем правый крен. Если ручку отклонить влево – получаем левый крен. Штурвал с колонкой применяется на неманевренных самолетах (рис. 7.1, б). Он включает в себя колонку и штурвал. Колонка посажена на трубу и отклоняется только вперед-назад, отклоняет РВ.

а б Рис.7.1. Схема командных постов ручного управления 252

Элероны отклоняются вращением штурвала, зубчатое колесо которого цепью соединено с тросами, которые через ролики идут к элеронам. Если штурвал поворачивать влево или вправо, будут получены соответствующие крены самолета. На ручке и штурвале часто закреплены рычаги и кнопки управления триммерами, тормозными щитками, вооружением, радио и др. Ножное управление осуществляется для управления по курсу с помощью педалей (рис. 7.2). При перемещении правой педали вперед РН отклоняется вправо, и самолет разворачивает вправо. Педали: рычажно-параллелограммный механизм (рис. 7.2,а), подвесные педали (рис. 7.2,б), качающиеся для тяжелых самолетов.

Рис. 7.2. Схемы командных постов ножного управления 7.4. Проводка системы управления Проводка системы управления предназначена для связи командных рычагов непосредственно с рулевыми поверхностями: РН, РВ, элеронами. Конструктивное исполнение осуществляется жесткой или гибкой механической проводкой. Жесткая механическая проводка включает в себя тяги, валы, качалки, рычаги, кронштейны, направляющие устройства. Возможно поступательное и вращательное перемещения тяг. Тяги выполняются из труб с наконечниками. При поступательном перемещении тяги шарнирно на подшипниках соединяются с качалками и рычагами, работают на растяжение - сжатие. Длина тяг 500…2000 мм, диаметр труб 12…60 мм (рис. 7.3).

Рис. 7.3. Схема жесткой механической проводки: 1 – рычаг управления; 2 – тяга; 3 – качалка 253

Наконечники допускают регулировку длины тяги, обязательно имеют сферические подшипники. Качалки служат опорами тяг, работают на изгиб. Достоинства жесткой механической проводки: - малое трение в проводке; - малое пружинение и малый люфт; - работа в обоих направлениях при сжатии и растяжении. Недостатки: - сложность компоновки; - масса больше, чем у гибкой проводки; - трудно компенсировать деформации конструкции, в которой проходит проводка. Жесткая проводка с вращательным перемещением (управление закрылками, ЦПГО), содержащая телескопические тяги–валы, исключает влияние деформации конструкции и нагрева. Компенсация линейных деформаций обеспечивается шлицевыми соединениями. Гибкая механическая проводка обеспечивает передачу управляющих сигналов посредством возвратно-поступательных перемещений тросов и включает в себя: тросы, секторы, направляющие ролики, автоматы натяжения тросов, тандеры. Передача управляющих сигналов обеспечивается возвратнопоступательным перемещением тросов, стальных лент, цепей. Так как трос работает только на растяжение, то к каждому органу управления подводят два троса, т.е. проводка управления состоит из двух ветвей. Такая проводка позволяет при помощи роликов менять направление движения троса и вести его в удобных и безопасных местах самолета. Основные элементы тросовой проводки представлены на рис. 7.4. Достоинства гибкой механической проводки: – малая масса в сравнении с жесткой проводкой; – возможность через ролики менять направления; – отсутствие заедания вследствие деформации конструкции. Недостатки: – вытяжка троса в процессе эксплуатации и необходимость частой регулировки натяжения троса; – трение в местах перегиба тросов и повышенный износ; – низкая долговечность, повышенный упругий люфт. Такая проводка применяется в основном на прямолинейных участках механической проводки, во вспомогательных системах управления или в местах, где жесткую проводку применить трудно.

254

Рис. 7.4. Элементы тросовой проводки системы управления: а – неподвижный кронштейн; б – подвижный кронштейн с одной степенью свободы; в – подвижный кронштейн с двумя степенями свободы; г – наконечник троса; д – тандер для регулировки натяжения троса; е - направляющие колодки троса На рис. 7.4 цифрами обозначены: 1 – ролик; 2 – трос; 3 – неподвижный кронштейн; 4 – подвижный кронштейн; 5 – ось вращения ролика; 6 – наконечник троса; 7 – петля; 8 – металлическая прокладка; 9 – наконечник троса. Наконечник троса 6 с металлической прокладкой 8 образуют так называемый коуш, а наконечник 9 и муфта 10 – тандер для регулировки натяжения тросов.

7.5. Приводы и специальные механизмы системы управления С ростом скорости полета усилия на командных рычагам могут оказываться очень большими, и их эксплуатация становится невозможной без специальных усилий на бустерах и специальных механизмов. Бустер обычно гидравлического типа, представляет собой цилиндр и поршень со штоком. В полости цилиндра, разделенной поршнем, по команде пилота подается под давлением жидкость – гидросмесь. Поршень перемещается со штоком, усилие через шток передается на рулевую поверхность.

255

Различают три типа непрямых (с участием бустера) систем управления: обратимая, необратимая и необратимая с переходом на прямое управление. В обратимой системе часть шарнирного момента рулевой поверхности уравновешивается бустером. Незначительная часть усилия передается на командный рычаг для организации обратной связи по усилию (рис. 7.5).

Рис. 7.5. Обратимая система управления рулевой поверхностью Обратимая система рациональна на дозвуковых скоростях полета, когда положение фокуса меняется незначительно. Необратимая система (рис. 7.6) применяется для сверхзвуковых самолетов. Здесь в связи с перемещением фокуса от xF = 0,25bCAX на дозвуке к xF = 0,5bCFX на сверхзвуке для уменьшения шарнирного

момента ось вращения берут посредине, т.е. x OB = 0,37bCAX . Тогда при переходе от дозвуковой скорости к сверхзвуковой шарнирный момент меняется не только по величине, но и по направлению. Тогда:

Рис.7.6. Необратимая система управления: 1 – гидроусилитель; 2 – пружинно-загрузочный механизм; 3 – механизм триммерного эффекта – весь шарнирный момент уравновешивается бустером, управляемым автоматикой; – усилие на командных рычагах управления для создания искусственной обратной связи по усилию имитируется пружинным 256

загрузочным механизмом (могут быть также пневматические, гидравлические); – механизм триммерного эффекта по команде пилота перемещает загрузочный механизм в ту или иную сторону, при этом на рулевых поверхностях триммеры отсутствуют. Необратимая система включает в себя такие механизмы: механизм изменения передаточного отношения в полете (изменяется длина ручки или рычага), нелинейные механизмы (на малых высотах и больших скоростях углы отклонения рулевых поверхностей должны быть минимальными при отклонении командных рычагов, на малой скорости и большой высоте – наоборот). Электродистанционные системы управления. Передача команд из кабины пилота к исполнительным механизмам рулевых поверхностей осуществляется по электрическим проводам или световодам волоконной оптики. Значительно экономится масса, повышаются надежность и живучесть за счет дублирования проводки и резервирования (трех- или четырехкратное). Однако при обесточивании самолета (удар шаровой молнии, остановка двигателя) система управления выходит из строя. Тогда необходимо предусмотреть источники электроэнергии в этом случае, например ветросиловые установки, аккумуляторы.

7.6. Конструирование элементов системы управления Конструирование элементов механической системы управления включает в себя: - кинематический расчет СУ и определение усилий в элементах; - выбор параметров элементов; - конструирование элементов СУ.

7.6.1. Кинематический расчет СУ При заданных по НЛГС расчетных усилиях и перемещениях командных рычагов обеспечиваются потребные углы отклонения РН, РВ, элеронов. Расчетные усилия на командных рычагах СУ: РВ – 1279…2350 Н; РН – 1460….2450 Н; элеронами – 640 … 1210 Н. Углы отклонения рулевых поверхностей: РВ – 20...35° вверх, 15…20° вниз; РН – ± 20…30°; элероны –15…30° вверх, –10…20° вниз (меньшее значение для неманевренных самолетов). Обеспечим соответствие усилий на командных рычагах и углы отклонения рулевых поверхностей (рис. 7.7). Перемещения командных рычагов от нейтральных положений составляют: 257

РВ – 300…390 мм; элеронов – 340…380 мм; РН (педали) – ± (90...100) мм. Из принципа возможных перемещений вытекает Pp ap = Mш δp ,

Рис. 7.7. Кинематическая схема управления рулевой поверхностью

откуда Pp = Mш δp / ap = k c Mш , где

к c = δp / ap

-

(7.1) переда-

точное отношение СУ; ap - линейное перемещение командного рычага, к которому

приложено усилие Pp , м;

δp - угол отклонения рулевой поверхности, рад. По статистике передаточные отношения систем равны: элеронов – 1.7…2.6; РВ – 1.7…2.6; РН – 4.3…7 рад/м (0,1..0,15; 0,25…0,4 град/мм). Передаточное отношение системы кс обеспечивается таким образом: ⎫ ⎪ Ppr1 = P34r2 ; P34 = Ppr1 / r2 ; ⎪ r1 r3 ⎪ (7.2) P34r3 = P67 r4 ; P67 = P34r3 / r4 = Pp ;⎬ r2 r4 ⎪ r r r ⎪ P12 −13 = P 1 3 .... 7 = Mш / rp , ⎪ r2 r4 r8 ⎭ откуда r M r r (7.3) Pp = ш 2 4 ... 8 = к c Mш . rp r1 r3 r7

Следовательно, kc =

1 r2 r4 r8 1 ... = к1 к 2 ... к n , rp r1 r3 r7 rp

(7.4)

к1 = r2 / r1; к 2 = r4 / r3 - передаточное число элементов. Выводы: 1. Расчетные усилия в элементах не зависят от абсолютных размеров качалок, определяются только отношениями их плеч передаточными числами элементов к i = ri +1 / ri .

где

258

2. Уменьшение плеч ri позволит снизить их массу. Однако уменьшение плеч ri приводит к снижению точности СУ за счет люфтов в шарнирных соединениях проводки управления. Поэтому размеры плеч ri выбираются по статистике.

3. Расчетные усилия элементов определяются в нейтральном и промежуточных положениях.

7.6.2. Конструирование качалок системы управления

Качалки служат для подвески тяг, являются их опорами, изменяют направление и величину передаваемой сила. Различают 4 типа качалок (рис. 7.8): 1. Поддерживающие (несиловые), служащие для подвески тяг при их большой длине. Их могут заменить роликовые направляющие, по массе лучше, но при деформации могут заклинить (рис. 7.8,а).

2. Изменяющие направления передачи усилия (рис. 7.8,б).

3. Изменяющие расположения тяг проводки управления и величину передаваемых усилий (рис. 7.8,в): P1 = P2 A 2 / A 1 ; A 2 > A 1 , P1 > P2 ; 4. Дифференциальные, когда тяги к одному плечу качалки подходят под разными углами (рис. 7.8, г). Тогда при одинаковых отклонениях командного рычага на один и тот же угол в разные стороны рулевая поверхность (элерон) отклоняется на разные углы: b sin α − sin(α − δ ) δb > δ a , b > a , = . a sin(α + δ ) − sin α

Рис.7.8. Конструкции качалок системы управления Рычаги соединяют тяги с элероном (рулями), валами, работают при этом на изгиб. Поддерживающие качалки – несиловые, остальные - силовые: бывают двух- и трехплечие. При конструировании качалок нагрузки определяются на этапе кинематического расчета в нейтральном положении. Строятся эпюры изгибающих моментов вдоль плеч качалок. Плечи качалок 259

выполняются обычно двутаврового сечения с тонкой стенкой, работают на изгиб аналогично кронштейнам навески рулевых поверхностей. Их проектировочные расчеты аналогичны. Проушины качалок чаще выполняются двойными, вильчатого типа. Одинарные проушины с подшипником устанавливаются в тягах, в стальных наконечниках которых запрессовываются подшипники. При проектировании вилки ее рассчитывают на разрыв (по аналогии с проушинами), основание вилки проверяется на совместное действие изгибающего момента и перерезывающей силы. В вилках выполняется паз, исключающий «закусывание» тяг в качалках, или запрессовываются стальные втулки. Особо ответственным узлом качалки является ступица, которая должна обеспечивать свободное вращение качалки без заеданий, отсутствие люфта вдоль оси вращения качалки. Для обеспечения базы при возможных боковых смещениях и нагрузках в ступице устанавливаются два разнесенных подшипника (рис. 7.9). Подшипники запрессовывают в соответствии с ГОСТом или устанавливают на клею. Внутреннее кольцо подшипника распирается распорной втулкой, имеющей два кольцевых выступа, центрирующие втулку. Втулка предотвращает перетяг внутреннего кольца. Недостаток - двухсторонняя расточка гнезд под подшипник. Качалки изготавливаются литьем, фрезерованием, чаще - штамповкой из Рис. 7.9. Конструкция материалов Ак 4, Ак 6, 40ХН2МЛ и др. ступицы качалки 7.6.3. Конструирование линейных авиационных элементов

К линейным авиационным элементам относятся трубчатые и подобные им элементы: тяги системы управления, подкосы, элементы ферменных конструкций и др., которые нагружены растяжением-сжатием. В условиях их нагружения растягивающей нагрузкой N площадь их поперечных сечений определится по зависимости F = N / k o σb , где σb - предел прочности конструкционного материала; 260

ko - коэффициент ослабления поперечного сечения отверстиями под болты и заклепки, при сварке, принимаемый по требованиям ресурса, предельных деформаций, температурных ограничений деформации, k o ≅ 0,8. По площади F по каталогу принимается ближайшая большая по площади труба. Затем проводится проверка на вибропрочность. Проектирование равноустойчивых сжатых тонкостенных труб Оптимальным решением является определение диаметра трубы d и толщины стенки δ , удовлетворяющее условию одновременного наступления всех трех возможных видов разрушений равноустойчивых сжатых тонкостенных труб: σΡ = σd = σкр м = σοδ , (7.5)

где σd = N / πdδ - действующие напряжения; N - снимающие усилия;

σкp. м = kEмδ / d = k EEoδ δ / d;...Eм = EEoδ ;

(7.6)

Eм

- модуль упругости для случая местной потери устойчивости; Eoδ - модуль упругости для случая общей потери устойчивости; k - коэффициент опорных условий, к ≈ 0,4; σp - разрушающие напряжения;

σкр. м - критические напряжения местной потери устойчивости; σoδ - критические напряжения общей потери устойчивости,

σoδ = cπ 2Eoδ / (A / i) = cπ 2 (0,35d) Eoδ / A 2 ; c ≈ 1 - коэффициент опорных устовий элемента; A - расстояние между опорами труб; i = 0,35d - радиус инерции тонкостенной трубы. Из соотношений (7.5), (7.6), (7.7) найдем

(7.7)

σp = 0,5363 N / A 2 3 E EEoδ . В пределах упругости

(7.8)

2

2

3

σpупр = 0,5363 N / A 2 E 2 . За пределом упругости

(

)

σ1p = σb (1 + ν ) / 1 + ν + ν 2 ; ν = σb / σpупр , σp = σ1p .

(7.9) (7.10)

упр

Разделив σp на σp , получим

(

)

2

Eoδ = E σ1p / σpупр , EM = Eσ1p / σpупр .

261

(7.11)

1

Из уравнения (7.7) при σoδ = σp найдем d = 0,909A σ1p / Eoδ .

(7.12)

Из уравнения (7.6) при σp = σkpM = σ1p (7.13) δ = σ1p d / kEM . Обычно δ < 0,8…1 мм и значительно отличается от сортаментных, особенно на низких уровнях интенсивности нагрузки N / A 2 . Они оказываются ниже конструктивно допустимых. Поэтому целесообразно перейти в дальнейшем к определению размеров трубы, исходя из возможностей конструирования, т.е. используя сортамент труб. Методика сортаментного подхода при определении оптимальных размеров сжатых трубчатых стержней такова. В сортаменте представлены d и δ для труб из различных материалов. Ряд толщин в авиационном сортаменте невелик. Поэтому целесообразно проектировать, т.е. определять диаметр d при заданной толщине δ . Из совместного решения уравнений (7.6) и (7.7) вытекает 2 σp сорт = 0,4963 N2 / A 2 3 E oδ 3 1/ δ сорт .

(7.14)

В области упругих деформаций Eoδ = E 2 2 3 3 σрупр E сорт = 0,496 N / A

3

2 1 / δ сорт .

(7.15)

За пределами пропорциональности

σ1p сорт = σb (1 + ν ) /(1 + ν + ν 2 ); ν = σb / σрупр сорт .

(7.16)

упр

Разделив σр сорт (7.15) на σр сорт (7.16) с учетом (7.10) и условий

σр сорт = σ1p сорт , Em = EEoδ получим

(

)

3

(

1 упр Eoδ = E σр сорт / σpупр сорт ; Em = E σp сорт / σp сорт

)

3

(7.17)

Расчет ведем двумя приближениями: в первом приближении используем формулу (7.16).

1 Если σp сорт > 0,4σb , то для второго приближения

νII = σ0,2 / σрупр сорт .

(7.18)

Диаметр трубы d вычисляем по уравнению (7.12) и по сортаменту принимаем ближайшее большее значение dсорт. После определения диаметра d проводим проверку на местную устойчивость σкр. м = kEм / (d / δ )сорт = σ′p сорт . Если это условие не

262

выполняется - округляем δ равноустойчивой трубы до ближайшего следующего значения сортаментной трубы. Обобщенная методика определения геометрических размеров сжатых трубчатых стержней предусматривает следующее. При сортаментном подходе имеют место затруднения с предварительным определением толщины δ . Это может быть преодолено путем предварительного нахождения размеров по методике расчета равноустойчивых труб. Толщина δ определяется по формуле (7.13), диаметр - по соотношению (7.12). Из сортамента берется большее ближайшее значение. Сортаментный ряд толщин δсорт ; 0.8; 1.0; 1.2; 1.5; 1.8; 2.0; 2.5; 3.0; 3.5мм. Требуется определить d и δ оптимальной трубы. Пример 1. Задано N, A, c = 1 , материал трубы σb , σ 0.2 : N =5000 кгс, A =30 см; σb = 420 МПа, σ 0,2 = 220 МПа.

1. Определяем интенсивность нагрузки: 3

Д16Т;

N / A 2 = 1,82(МПа )

1/ 3

2. Вычисляем разрушающее напряжение для равноустойчивых труб по уравнению (7.9): σрупр сорт = 743 МПа.

3. Вычисляем из уравнений (7.11) Eoδ и E Μ : Eoδ =1,53·104 МПа; E Μ =3,27·104 МПа.

4. Тогда согласно (7.12), (7,13) d =41,1 мм; δ =1,094 мм. Округляем δ до большего ближайшего значения по сортаменту δ =1,2 мм.

5. Разрушающее напряжение сортаментной трубы согласно (7.15) σрупр сорт =549 МПа. За пределами упругости согласно (7.16) σ1р сорт =315,4 МПа.

6. Eoδ и E Μ определяем из (7.17) Eoδ =1,3·104 МПа; Em =30,8·104 МПа.

7. Тогда из (7.12) d =42,16 мм. Полученное значение округляем до ближайшего большего значения сортамента dсорт =44 мм.

263

8. Проведем проверку по разрушающим напряжениям местной потери устойчивости: σм = 0,4·3,08·104·1,2/44 = 336 МПа. Переход к сортаментной методике дал увеличение площади поперечного сечения труб: Fравн =144,8 мм2; Fсор =165,8 мм2. Это неизбежно, пока не будут найдены методы изменения размеров трубы до полученных расчетных значений d и δ . Если

σ1p > 0,4σb ,

νII = σ0,2 / σpупр

и

то

повторяем

для

его

расчет

уточнения

второго

принимаем

приближения

по

алгоритму: νII → σ1p → Eoδ и Eм → d и δ → δ сорт → σрупр сорт по 1 упр σрупр сорт → ν = σb / σр сорт → σр сорт → Е оδ → Еm При попеременном действии нагрузок напряженного состояния стержня от действия сжимающей силы. При растяжении площадь поперечного Fраст = Nраст / σb . При сжатии Fcж = Ncж / σp сорт .

→ d → dсорт . проводим анализ растягивающей и

сечения

стержня

При Fcж > Fp параметры трубы, выбранные из условия сжатия, удовлетворяют требованиям восприятия растягивающей нагрузки. При Fcж < Fp параметры трубы определяются растяжением, однако при действии снимающей нагрузки труба не должна терять общую и местную устойчивости. Расчет диаметра и толщины трубы тогда необходимо проводить в следующем порядке. Определяем напряжения сжатия σcж = Ncж / Fраст , (7.19) критические напряжения

σkp.Μ = kEм / d / δ; σkp.oδ = cπ2Eoδ (0,35d)2 / A 2 .

(7.20)

Полагая σkp.Μ = σkp.oδ = σ cΜ , находим 2

2

2

σm ⋅ σoδ = σcж = 0,35 kcπ EΜEoδδd / A Так как πdδ = Fраст , то

σсж = 0,392 EoδEм Fраст / A 2 . В упругой зоне деформации упр σ cж = 0,392 Ν p / A 2 E .

264

2

(7.21) (7.22)

За пределами упругости упр σ1p = σb (1 + ν ) /(1 + ν + ν 2 ), ν = σb / σ cж . упр

Разделив σсж / σcж , учитывая σb = σ1p , E Μ = EEoδ , получим

(

)

4

(

Eoδ = E3 σ1p / σpупр ; E Μ = E3 σ1p / σpупр Определив Eoδ и E Μ , находим

)

2

.

(7.23)

d = 0,909L σ1p / Eoδ , δ = Fp / πd .

(7.24) Полученные значения d и δ округляем до ближайших

сортаментных значений, после чего проверяем на критические напряжения местной потери устойчивости σкр. м = kEм / (d / δ )сорт > σр .

(7.25) При выполнении этого условия расчеты заканчиваются. Пример 2. Ν раст = 100000 Н; L = 0,3 м; Ν cn =80000 Н.

c =1.

Материал трубы - Д16Т; σb = 420 МПа; E =7·104 МПа; k =0,4; Площадь трубы при растяжении Fрас = Ν раст / σb = 10000/42 – 238 мм2. Определив σр сорт по изложенному выше методу, находим Fcж = Ν cж / σp сорт = 219,7 мм2. Так как Fраст > Fcж , проводим расчет d и δ : упр σcm = 0,392 ⋅ 7 ⋅ 10 4 238 / 300 2 = 1411 МПа.

Проводим перерасчет напряжения: ν =42/141,1=0,2976. Тогда σ1p =42(1+0,2976)/(1+0,2976+0,29762) = 393,1 МПа. Определяем Eoδ и E Μ :

Eoδ = 7 ⋅ 10 4 3 (39,31/ 141,1) =1,274·104 МПа; 4

E Μ = 7 ⋅ 10 4 3 (39,31/ 141,1) =2,982·104 МПа.

2

Тогда

d = 0,909 ⋅ 300 39,31/ 1,274 ⋅ 10 3 = 47,9 мм; δ = Fp / πd = 238 / 3,14 ⋅ 47,9 = 1,58 мм. После определения диаметра трубы d и толщины стенки δ необходимо проверить трубу на резонансные колебания и упругие деформации элементов управления.

265

Частота

ν=

собственных

колебаний

шарнирно

опертых

тяг

94,2 EJ 9,55α EJ , опирающихся на ролики , не должны ν = m m l2 l2

попадать в вилку вынужденных колебаний νв±300 колеб/мин, 2νв±600 колеб/мин. Здесь νв – частота вынужденных колебаний, m – погонная масса, ЕJ – жесткость линейного элемента при изгибе. Упругие деформации определяются по закону Гука Δl=Ppl/E, температурные деформации Δl=αЕ(Т-20°С) не должны вызывать недопустимые отклонения рулей. При Ppl/E=40 МПа/мм2, l=15 м упругие деформации снижают углы отклонения рулей на 10…15%. Температурные деформации происходят, когда обшивка нагрета, а остальные элементы остаются холодными, максимальные углы отклонения рулей снижаются на 15…20%. Меры борьбы с упругими и температурными деформациями: – применение компенсационных качалок; – использование валов со шлицевыми соединениями; – применение ЭДСУ; – использование тросовой проводки. Контрольные вопросы 1. Назначение системы управления и требования к ней.

2. Состав системы управления.

3. Каков состав командных постов?

4. Укажите типы проводки управления, их достоинства, недостатки, области применения.

5. Приводы системы управления.

6. Конструирование систем управления.

7. Назначение, особенности конструкции качалок управления.

8. Конструирование линейных элементов.

9. Какую цель преследует кинематический расчет системы управления?

10. Приведите эскизы командных постов системы управления, обоснуйте достоинства и недостатки различных вариантов проводки управления.

11. В чем заключаются особенности обратимой и необратимой системы управления? приведите эскизы таких систем.

12. С какой целью в систему управления вводят специальные механизмы?

13. Укажите преимущества и недостатки электродистанционной системы управления.

14. Какую цель преследует кинематический расчет системы управления? Какие выводы вытекают из этого расчета?

15. Выполните эскизы основных типов качалок системы управления и укажите особенности их конструирования.

266

8. КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ В конструкциях самолетов и вертолетов находят применение разнообразные конструкционные материалы: алюминиевые и магниевые сплавы, жаропрочные, нержавеющие и легированные стали, титановые сплавы, композиционные материалы и т. д. Правильный выбор конструкционного материала во многом определяет совершенство ЛА.

8.1.Требования к конструкционным материалам Требования к конструкционным материалам таковы: 1. Обеспечение достаточной прочности и жесткости при условии минимальной массы.

2. Хорошие технологические свойства: деформируемость в холодном и горячем состояниях, свариваемость, литейные качества, обрабатываемость резанием и т.д.

3. Высокие усталостные характеристики.

4. Хорошие антикоррозионные свойства.

5. Высокая теплостойкость для конструкций, работающих в условиях повышенных температур.

6. Низкая стоимость, высокая весовая эффективность. Весовая эффективность материала определяется его удельной прочностью σв/ρ и удельной жесткостью Е/ρ. Например, при растяжении элемента его масса

m = Flρ =

Nl , где σв / ρ

σ/ρ –

коэффициент (критерий) удельной прочности при растяжении. Аналогичные критерии имеют место при других видах деформации: τв / ρ при сдвиге, Е/ρ при потере устойчивости и т.д. Максимальной массовой эффективностью обладает материал с наибольшей удельной прочностью (табл. 8.1).

8.2. Концепции выбора конструкционного материала 1. 50...60% элементов конструкции ЛА проектируются по критерию потери устойчивости Е/ρ. Предпочтение здесь имеют алюминиевые и алюминиево-литиевые сплавы, кроме КМ.

2. 25…30% элементов проектируются по критерию σв/ρ при растяжении. Этот критерий выше у легированных сталей, титана, но по стоимости, технологическим свойствам предпочтение отдают алюминиевым и алюминиево–литиевым сплавам.

267

268

440

2800

7,2

100

16

9,3

25,7

3,6

ρ, кг/м3

Е, МПа⋅×10-4

σ-1, МПа

σв/ρ, Нм/кг

τв/ρ, Нм/кг

Е/ρ⋅10-2, Нм/кг

σ-1/ρ, Нм/кг

Алюминиевый сплав Д16

σв, МПа

Характеристика материала

2,98

23,6

11,2

18,6

85

6,7

2850

530

В-95

3,8

30,2

10

20,7

94

7

2470

510

Алюминиеволитиевый сплав 01420

2,64

23

10,6

17

47

4,1

1780

300

Магниевый сплав

15,9

24

14,4

21,7

430

11

4600

1000

Титановый сплав

Материал

9,14

25,8

12,8

20,6

710

20

7800

1500

Легированная сталь 30ХГСА

7,36

25,6

11,1

16,5

580

202

7900

1300

Жаропрочная сталь

Сравнительные характеристики конструкционных материалов

16…21

100

3,6

25…50

220…300

14

1400

550…150 00

Углепластик

Таблица 8.1

3. Для элементов, нагруженных сдвигом, лучше титановый сплав, но по стоимости предпочтительны алюминиевые и алюминиево-литиевые сплавы.

4. До 30…50% элементов конструкции ЛА по массе имеют размеры, принимаемые по технологическим или конструктивным ограничениям: δmin листов – 0,6…0,8…1,2 мм, δmin литья – 3…4 мм, штамповки – 3…4 мм, механической обработки – 2…3 мм. Переход здесь на высокопрочные материалы нецелесообразен.

2/3 5. По критериям σв/ρ, τв/ρ, σв/ρ лучше В–95, но по критерию σ-1/ρ он хуже (склонен к усталостным разрушениям, чувствителен к концентраторам напряжений). Поэтому он применяется для сжатых элементов, в растянутой зоне предпочтителен Д16Т.

6. Для элементов, размеры которых приняты по условиям жесткости, лучше алюминиевые или алюминиево–литиевые сплавы.

7. Переход на высокопрочный материал целесообразен, если его критерий σв/ρ выше прежнего на 10…20%. Например, переход на В-95 позволил снизить массу конструкции для транспортного самолета на 5…7%, пассажирского – 3…5%, учебно–тренировочного - 6…8%, т.к. В–95 используют только в сжатой зоне, часть размеров элементов принимают по технологическим, конструктивным ограничениям и т. д.

8. Около 10% аварий и катастроф происходит по причине разрушения конструкции. Причины отказов: усталость, коррозия, износ, замедленное водородное разрушение, недостаток статической прочности. Чем прочнее металл, тем больше он склонен к отказам по этим причинам.

9. Статическую прочность оцениваем полностью, ползучесть и релаксацию – частично, усталостную прочность и некоторые виды коррозии - грубо, по остальным отказам методов расчетов нет.

10. Алюминиевый сплав применяют до 150…250°С (М<3), титан – до 250…550 С, нержавеющую сталь - до >600°С.

11. Стоимость конструкций: из алюминиевых сплавов –1, титана – 4…6, спецстали – 3…5, спецсплавов – 12…20, из КМ – 10…30.

12. Пути снижения массы конструкции – применение новых материалов (КМ, металлокомпозитов), легирование алюминиевых сплавов литием и т. д.

8.3. Краткая характеристика авиационных конструкционных материалов Характеристики, свойства и область применения некоторых материалов представлены в табл. 8.2.

269

Таблица 8.2 Предел прочности, свойства и область применения материалов Материал

Предел прочности

Д16

410…430

Д16 АТВ

465

σв, МПа

Д16Т

430

Д16 АТНВ

465

Свойства

Область применения

пластичность средняя, свариваемость плохая

листы, профили, трубы, панели листы, силовая обшивка профили, элементы каркаса, листы, полки лонжеронов, механически обрабатываемые панели панели, обшивка одинарной кривизны

Д19, Д20 аналогичны Д16, но теплостойкие Ал–9

210

Ал–19

340

Ак–4

340

Ак–6

370

Ак–8

440

В95

540

литейные качества нагруженные детали хорошие, сваривасредней конфигурации емость средняя аналогичен Ал–9 для деталей, работающих в условиях повышенных температур кованые, штампованные пластичность высокая, детали средней нагруженсвариваемость удов- ности, работающие в условиях повышенных летворительная температур аналог Ак–4, но для элементов, работающих при нормальной температуре (кронштейны) штампуемость хоровысоконагруженные шая детали (фитинги, рамы) ответственные элементы пластичность средняя, каркаса, обшивка в сжатой свариваемость плохая зоне

Алюминиево–литиевые сплавы (характеризуются высокой стоимостью) 1161

460

1973

460…610

11450

430…500

АМц, АМг

150…320

Д1, Д1В, В65

300…380

листы, профили, нижние панели Ан–124 плиты, профили, верхние панели Ан–124 листы, профили, верхние панели топливные баки, гермоотсеки со сваркой

высокая пластичность, хорошая свариваемость высокопрочные, высокодеформирующиеся сплавы для заклепок

270

Алюминиевые сплавы – это сплавы системы Al-Cu-Zn-Mg. Обозначения: Д – дюраль, Ак – ковочный, Аl – литейный. Коррозионное покрытие: – анодирование – электролитический процесс получения защитной пленки (в основном из окиси алюминия Al2O3) на поверхности элемента из алюминиевого сплава в растворах серной и хромовой кислот; – плакирование – покрытие полуфабрикатов из алюминиевых сплавов тонким слоем алюминия или сплавов на его основе; – лакокрасочные покрытия. В маркировку входят обозначения: Т – твердый, закаленный и естественно состаренный; М – мягкий, отожженный; Н – нагартованный; П – полунагартованный; А – плакированный алюминием с нормальной толщиной; У – утолщенная плакировка; В – обшивочный, закаленный; О – обшивочный, отожженный; Т1 – закаленный и искусственно состаренный; Тв – закалка на воздухе; Ч – чистый; П2 – повышенной чистоты; Оч – очень чистый. Магниевые сплавы легче алюминиевых в 1,5 раза, из них изготавливаются малонагруженные детали. Деформируемые элементы: МА6, МА14, МА18, МА19, литейные Мл2, Мл5, Мл8. МА14 – свариваемость плохая, пластичность высокая, обрабатываются резанием, малонагруженные штампованные детали. МА8 аналогичны МА14, но свариваемость хорошая. Титановые сплавы Высокопрочные, теплостойкие коррозионноустойчивые сплавы, легкие, пластичность удовлетворительная, свариваются, обрабатываются резанием. Область применения: обшивки штампованные и кованые, крепежные детали, работающие в условиях высоких температур. Характеристики титановых сплавов: ВТ 2: σв=300…500 МПа, штампованные детали каркаса; ВТ 20: σв=1000 МПа, профили; ВТ 20: Л σв=900 МПа, литые детали каркаса; 271

ВТ 22: σв=1300 МПа, поковки, точные штамповки. Легированные стали включают 30ХГСА, 30ХГСНА и др. Хорошо свариваются, штампуются, обрабатываются резанием. Коррозионная устойчивость средняя. Наиболее нагруженные детали: пояса лонжеронов, стыковые узлы, стойки шасси, главные балки и др. Чувствительны к концентраторам напряжений. Характеристики легированных сталей: 30ХГСА: σв=1100…1300 МПа, поковки, профили, листы σв=500…700 МПа; детали шасси, ответственные 30ХГСНА σв=1600 МПа, элементы; 30ХГСН: 2А σв=1850 МПа, ответственные нагруженные детали. Стали малоуглеродистые и их параметры 10, 20, 40, σв=600…800 МПа. Область применения: крепеж (болты, гайки, заклепки), несиловые сварные конструкции, штампуемые и сварные малонагруженные детали. Теплостойкие авиационные конструкционные стали, их параметры и область применения: СН–3 σв=1300 МПа, сварные обшивки, топливные отсеки; СН–4 σв=1500 МПа, для сварных деталей теплостойких; ВНС–5Ш σв=1700 МПа, штампованные ответственные детали, болты; ВНЛ-3 σв=1450 МПа, литые детали. Детали изготовляются в закаленном состоянии: передние кромки крыла, элементы планера самолета МиГ-25. Жаропрочные стали - ЭК643, 1Ч16Н9Т. Их применяют для обшивки каркаса, узлов при высоких температурах. Композиционные материалы включают в себя: 1) наполнители - высокопрочные нити, ленты, волокна, ткани из высокопрочных материалов – стеклонити, углерод, бор, бериллий, кремний, их σв=1700…2000 МПа, Е=350000…700000 МПа – в 10 раз прочнее Д16; 2) связующие - синтетические смолы (эпоксидные, фенольные), сплавы металлов. Достоинства композиционных материалов: направленная анизотропия механических свойств, снижение массы конструкции на 20…30%, высокая усталостная прочность, теплостойкость, малый коэффициент трения обшивки, полное отсутствие коррозии. Недостатки: старение, низкая прочность при срезе, сложность соединения, много ручного труда, необходимость сложного дорогого оборудования.

272

Контрольные вопросы 1. Какие требования предъявляются к современным конструкционным материалам?

2. Что характеризуют коэффициенты удельной прочности и удельной жесткости?

3. Перечислите концепции выбора конструкционного материала.

4. Почему алюминиевые и алюминиево-литиевые сплавы находят еще широкое применение в конструкциях ЛА?

5. Каковы перспективы применения композиционных материалов?

6. Какие коррозионные покрытия алюминиевых сплавов Вам известны?

9. КОНСТРУИРОВАНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ, ИЗГОТАВЛИВАЕМЫХ РАЗЛИЧНЫМИ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИМИ ПРОЦЕССАМИ Каждый технологический процесс конструирования. Рассмотрим эту специфику.

требует

специфики

9.1. Конструирование деталей, изготавливаемых холодной штамповкой из листа Холодную штамповку применяют для изготовления нервюр, шпангоутов, стенок, накладок и т.д. При этом образуются: отгибыборта для соединения со смежными деталями; полки нервюр, шпангоутов для придания необходимой прочности; зиги, отбортовки для повышения устойчивости деталей. Виды штамповки: на вытяжных штампах, прессах, на падающих молотах, штамповка резиной, штамповка взрывом и т. д. Материал листа должен быть мягким, пластичным (Д16АМ, Ак-4), формы детали – плавными с большими радиусами гиба (R ≥ 20 … 30δ для тонких листов, R ≥ 5 … 10δ – для толстых). При проектировании деталей рекомендуется: 1) борта проектировать только с открытыми или нулевыми малками (рис. 9.1); 2) формы и размеры вырезов, рифтов, зиговок брать по нормалям, стандартам (рис. 9.2); 3) направление выштамповки для отбортовки выреза должно совпадать с направлением гибки бортов (рис. 9.3);

273

Рис. 9.1. Шпангоуты и нервюры с положительной малкой

Рис. 9.2. Оформление выреза под стрингер: 1 – стрингер; 2 – шпангоут 4) форму (рис. 9.4);

и

глубину

подсечки

Рис. 9.3. Выполнение отбортовки выреза

выполнять

по

стандартам

Рис. 9.4. Выполнение подсечек 5) размеры мычек

между

стиями,

радиусы

переотвергиба,

высоты бортов, радиусы закругления выбирать по технологическим Рис. 9.5. Размеры перемычек между отверстиями

274

вочникам (рис. 9.5);

спра-

6) срез

стрингеров

на конце α=45, 50, 75° по прямой h = δ + R + 2 (рис. 9.6); Рис. 9.6. Срезы на полках профилей 7) минимальные радиусы изгиба прессованных профилей: R ≥ 6Н – полки вовнутрь, R ≥ 5Н – полки наружу (рис. 9.7);

Рис. 9.7. Радиусы изгиба деталей из прессованных профилей 8) при вытяжке материала его толщина уменьшается, степень допустимого утонения определять нормативными материалами.

9.2. Конструирование элементов, изготавливаемых механической обработкой Эти элементы применяются для деталей высоких классов точности и чистоты поверхности, малой шероховатости, для обработки сопрягаемых поверхностей после штамповки, литья, сопрягаемых сварки, для повышения точности размеров поверхностей после прессования панелей. Это процесс трудоемкий, неэкономичный, с большим отходом материала в стружку. При конструировании необходимо учитывать следующее: 1) заготовки деталей должны обеспечивать минимум отхода металла в стружку, например, шток амортизатора лучше точить из трубы (б) со вставным донышком, чем из круглой болванки (а), что приводит к существенной экономии металла (рис. 9.8): 2) нужно знать инструмент, которым выполняется отверстие, и, соответственно, оформлять чертеж (рис. 9.9);

275

Рис. 9.8. Изготовление донышка штока

Рис. 9.9. Изготовление отверстия: а - сверлом, б - зенкером

3) при расточке и фрезеровании предусматривать проточки для выхода резца, фрезы или для шлифовального круга (рис. 9.10);

Рис. 9.10. Проточки для выхода резца или шлифовального круга 4) избегать сверления под острым углом, отверстия делать по возможности сквозными (рис. 9.11); 5) избегать одновременной посадки по двум поверхностям (рис. 9.12,а), предусматривать только одну сопрягаемую поверхность (рис. 9.12,б) соединений, а на наружной поверхности резьбы выполнять фаску

Рис. 9.11. Отверстия в деталях под углом 45° для предохранения резьбы от повреждения при вворачивании, на внутренней поверхности – фаску для облегчения захода болта при вворачивании (рис. 9.12, в); 276

Рис. 9.12. Варианты соединений деталей 6) проушины тяг управления изготавливать из тел вращения, избегать обработки по коническому контуру.

9.3. Конструирование элементов, изготавливаемых горячей объемной штамповкой Эти элементы применяются для деталей, на поверхности которых можно оставить подавляющее большинство необработанных поверхностей. Материал – высокой пластичности в нагретом состоянии (углеродистые и легированные стали, сплавы Ак, Ма и др). При конструировании необходимо учитывать следующее: 1) предусматривать простоту геометрических форм, плавность переходов по сечениям заготовки; 2) желательно детали выполнять симметричными из одной заготовки, одновременно делать левую и правую детали; 3) обеспечивать линию разъема штампов в одной плоскости; 4) назначать штамповочные уклоны, принимаемые по справочникам в соответствии с применяемым конструкционным материалом и размерами (рис. 9.13), обычно внешние уклоны α ≈ 5…7° меньше внутренних β ≈ 7…10°; ребра желательно выполнять с одной стороны, т. к. двухсторонние ребристые детали с двутавровым поперечным сечением менее технологичны, чем крестообразные, тавровые (рис. 9.14);

Рис. 9.13. Внешние и внутренние уклоны на штампованной детали 277

Рис. 9.14. Возможные конструкции штампованных деталей 5) шероховатость поверхности после штамповки из алюминиевых сплавов Rz=40…80, из стальных – хуже из-за появления окалины на поверхности деталей; 6) ребра в плане при формировании чертежей штампованных деталей, уклоны в плане изображают двумя линиями, на толщинах стенок и перемычек указывают отрицательные допуски (рис. 9.15); Особенности деталей, изготавливаемых горячей объемной штамповкой: – поверхность не требует дополнительной механической обработки, обрабатываются лишь Рис. 9.15. Оформление чертежа сопрягаемые поверхности; горячештампованной детали – материал пластичен в нагретом состоянии; – штамповочные уклоны обеспечивают выемку детали из штампа; – δmin как можно меньше, δmin ≥3…4 мм.

9.4. Конструирование деталей, изготавливаемых литьем Литьем изготавливаются детали сложной конфигурации средней и малой нагруженности. Материал должен обладать 278

хорошими литейными качествами. Литье возможно в кокиль, по выполняемым моделям, в землю, под давлением. Литые детали характеризуются: а) повышенной толщиной стенок - до δmin=2,5…3 мм, при литье под давлением цветных сплавов δmin=3…4 мм; б) пониженными на 20…30% механическими свойствами; в) необходимостью последующей механической обработки сопрягаемых поверхностей. Узловые вопросы: – наличие литейных уклонов для выемки из формы, радиусы закруглений и уклоны – по справочникам; – устранение теневых участков; – последующая механическая обработка должна быть минимальной.

9.5. Конструирование сварных элементов Типы сварки: дуговая, аргонодуговая, контактная, точечная и роликовая, газовая, ультразвуковая. Такие элементы находят широкое применение в конструкциях шасси, планера (если материал сваривается – сталь, титан). Сварная точка дешевле клепаной в 15…20 раз. При конструировании необходимо предусматривать следующее: – сварной шов должен быть симметричным, варят одновременно с двух сторон; – не допускать в одном шве двух и более типов сварки; – не допускать сосредоточение в одной точке нескольких швов (это приводит к трещинам); – предусматривать технологические зазоры (рис. 9.16, а); – предотвращать перетекание материала внутрь при проплаве (использовать съемное кольцо) (рис. 9.16, б);

а

б

Рис. 9.16. Технологические зазоры (а) и съемное кольцо (б) – толщину и ширину элементов в области сварного шва увеличивать; – избегать отверстий вблизи шва; – механическую обработку сопрягаемых поверхностей проводить после сварки; 279

– предусматривать подходы при сварке; – варить желательно элементы близких толщин 1:3; – при сварке труб желательны косые швы. Достоинства сварных швов: – меньше масса, ниже стоимость; – нет отверстий – концентраторов напряжений; – обеспечение герметичности. Недостатки: – ослабление сварных швов на 20…30% σв; – коробление, наличие остаточных напряжений; – необходимость термообработки; – наличие концентрации напряжений при резких изменениях жесткости; – не все материалы свариваются.

9.6. Конструирование с учетом долговечности и ресурса До 50-х годов проектирование конструкций самолетов проводилось из условий обеспечения статической прочности при действии максимальной эксплуатационной нагрузки. Однако серия катастроф «Мартин» в 1948 г., ДАВ в 1951 г., две катастрофы «Комета» в 1954 г, Ан–10 в 1971 г. заставили обратить внимание на факт разрушения конструкции, под действием напряжений, которые ниже разрушающих при статическом нагружении. В силовых элементах конструкции происходит накопление усталостных повреждений под действием переменных во времени нагрузок. Причины катастроф, вызванных усталостными разрушениями конструкции: – увеличение сроков службы и скоростей полета самолетов; – повышение рабочих напряжений в элементах конструкций изза повышения точности расчетов нагрузок и НДС; – полеты самолетов в неблагоприятных атмосферных условиях путем совершенствования навигационного оборудования; – применение высокопрочных материалов, имеющих пониженные усталостные характеристики; – полеты на больших высотах. В эксплуатации на агрегаты самолетов обычно действуют переменные нагрузки: P = Pм ± Ра ; М = Мм ± Ма , (9.1) где Рм, Мм – средние значения сил и моментов; Ра, Ма – амплитудные значения сил и моментов. Реальный полетный спектр изменения нагрузок носит сложный вероятностный характер, зависит от конструктивно-силовой схемы, 280

уровня расчетных напряжений, конструктивного исполнения зон, имеющих концентрацию напряжений, а также от маневров, выполняемых летчиком, наличия турбулентности в атмосфере, варианта загрузки самолета и других факторов. Описание полетного спектра нагрузок на этапе проектирования конструкции затруднительно, поэтому в проектировочных расчетах используют упрощенные последовательности изменения напряжений в силовых элементах: 1) по асимметричному циклу (рис. 9.17,а); 2) по отнулевому (пульсирующему) циклу σm=σmax/2; σа=σm=σmax/2 (рис. 9.17, б); 3) по симметричному циклу σm=0, σа=σmax; σmin=-σmax (рис. 9.17,в). Здесь: – σmax – максимальное напряжение цикла; – σmin – минимальное напряжение цикла; – σm=(σmax+σmin)/2 – среднее напряжение цикла; – σа=(σmax-σmin)/2 – амплитудное напряжение цикла. Для характеристики цикла можно использовать коэффициент асимметрии цикла r = σmin σmax : r = 0 для отнулевого цикла, r = - 1 - для симметричного. Рис. 9.17. Циклы Разрушения при переменных переменных нагрузок: нагрузках начинаются в зонах асимметричный (а), концентрации напряжений, микропульсирующий (б), трещин, царапин, галтелей. По мере симметричный (в) роста нагрузок трещина увеличивается, уровень напряжений в основном материале возрастает. Зависимость уровня напряжений от числа циклов N до разрушения характеризуется кривой усталости, или кривой Веллера (рис. 9.18). Предел усталости – это наибольшие напряжения цикла, не вызывающие накоплений усталостных повреждений при N → ∞ : σ-1 – предел усталости при симметричном цикле нагружения.

281

При расчете конструкций в условиях переменных нагрузок в качестве разрушающих напряжений в машиностроении принимают предел усталости σ-1. Используемые в авиации алюминиевые сплавы не имеют Рис. 9.18. Кривая Веллера явно выраженного предела усталости. Расчет проводят на заданное число циклов N, т.е. на заданный ресурс. Базой принимают число циклов нагружения N=107…2⋅107. Величина σа, при которой конструкция выдержит заданное число циклов до разрушения, зависит от уровня σm: чем выше уровень средних напряжений цикла σm, тем меньше амплитудные σа при заданном числе циклов. При симметричном цикле предел усталости принимают σ-1=0,45…0,5σb, при пульсирующем – σа0=1,5σ-1. Для анализа зависимости σа=f(σm) обычно составляют диаграмму Хея. При отсутствии такой диаграммы строят диаграмму предельных напряжений для данного материала по известным σ-1, σа0=1,5σ-1 и нагрузкам (рис. 9.19). Линия АВС ограничивает максимальные напряжения, соответствующие пределу выносливости, отрезки ординат между этой линией и прямой 0С, проведенной под углом 45°, являются амплиРис. 9.19. Диаграмма предельных напряжений тудами цикла σа. При конструировании деталей самолета их размеры в наиболее нагруженном сечении следует выбирать так, чтобы напряжения от постоянных сил были ≤σm, от переменных - ≤σа. По диаграмме предельных напряжений для заданного уровня σm находят σ0 для стандартных образцов.

282

Контрольные вопросы 1. Конструктивные особенности элементов, изготавливаемых холодной штамповкой.

2. Что является заготовкой для выполнения холодной штамповки и каковы требования к деталям?

3. Конструктивные особенности элементов, изготавливаемых механической обработкой.

4. В каких случаях применяют механическую обработку?

5. Приведите примеры конструкции деталей, позволяющей снизить отходы материала.

6. Конструктивные особенности элементов, изготавливаемых горячей штамповкой.

7. Достоинства и недостатки применения горячей штамповки.

8. Конструктивные особенности элементов, изготавливаемых литьем.

9. Конструктивные особенности элементов, при изготовлении которых применяются соединения при помощи сварки.

10. Типы сварок, применяемых для соединений элементов авиационных конструкций.

11. Достоинства и недостатки сварных соединений.

12. Конструирование элементов с учетом ресурса.

13. Перечислите законы изменения напряжений в силовых элементах.

14. Какую зависимость выражает кривая Веллера?

15. Что такое предел усталости?

16. С какой целью проводятся усталостные испытания стандартных образцов силовых элементов?

17. Как осуществляется конструирование деталей, изготавливаемых холодной штамповкой из листа?

18. Укажите особенности конструирования деталей, изготавливаемых механической обработкой.

19. В чем заключается особенность конструирования деталей, изготавливаемых горячей объемной штамповкой?

20. Приведите эскизы деталей, изготавливаемых литьем и сваркой.

21. Опишите особенности конструирования деталей при действии знакопеременных и повторных нагрузок.

22. В чем заключаются особенности конструированных деталей, изготавливаемых механической обработкой?

283

10. ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ Воздушный винт предназначен для создания тяги, которая представляет собой реакцию отбрасываемого винтом воздушного потока. Винт преобразует механическую энергию двигателя в работу, совершаемую при поступательном движении самолета. Основные требования к воздушным винтам: высокий КПД, надежная работа на всех режимах полета самолета и работы двигателя, автоматическое изменение углов установки лопастей в зависимости от режимов полета самолета, работы двигателя и др.

10.1. Основные характеристики воздушных винтов 1. Геометрический шаг винта. Это то расстояние, на которое переместился бы винт вдоль оси вращения за один оборот при ввинчивании в специально сделанную для него гайку, т.е. H=2πrtgϕ, где ϕ – угол установки сечения лопасти между плоскостью вращения винта и хордой лопасти; r – расстояние от оси вращения лопасти до рассматриваемого сечения. Относительный геометрический шаг – отношение H 2πrtgϕ h= = = πrtgϕ , (10.1) D 2R r где D – диаметр винта; R – радиус винта; r = ; r – текущий радиус.

R Таким образом, шаг винта полностью определяется величиной угла установки лопастей ϕ, и термин «шаг винта» весьма распространен, хотя при эксплуатации пользуются лишь значением угла установки. Если Н = const, то h = const, rtgϕ = const; ϕmax – у комля лопасти, где rmin; ϕmin на конце лопасти. Следовательно, лопасть винта должна иметь крутку по радиусу R. 2. Поступь винта – фактическое перемещение винта вдоль оси V вращения в упругой воздушной среде за один оборот Ha = 0 , где V0 n – скорость самолета, м/с; n – число оборотов винта в 1 с.

H V Относительная поступь винта λ = a = 0 – безразмерная Д nД величина. Ее также называют характеристикой режима работы винта, или коэффициентом скорости винта. Таким образом, лопасть имеет переменные по радиусу углы установки ϕ, т.е. крутку.

284

При этом ϕmax - у комля, ϕmin - на конце. Для определения величины крутки лопасти пользуются понятием относительной крутки сечения лопасти ϕ = ϕ − ϕ 0,75 , где ϕ0,75 – угол установки лопасти при

r =0,75 (рис. 10.1). Общая крутка лопасти определяется разностью ϕr0 у корня и

ϕR на конце лопасти. Такие винты называют винтами фиксированного шага, они применяются редко.

Рис. 10.1. Изменение ϕ по радиусу винта

10.2. Винты изменяемого в полете шага (ВИШ)

С ростом диапазона скоростей полета самолета и по мере их совершенствования в настоящее время в основном применяют винты изменяемого в полете шага. Рассмотрим их особенности. В полете любое сечение лопасти вращается с окружной скоростью U0 = 2πrn и движется с поступательной скоростью V. Кроме этих основных скоростей в плоскости вращения винта возникают: V1 – индуктивная скорость подсасывания воздушного потока (в осевом направлении); U1 – индуктивная скорость закручивания (перпендикулярно к оси вращения винта) (рис. 10.2). На рис. 10.2 α – угол атаки лопасти; ϕ – угол установки лопасти; β – угол притекания струи; ε – угол скоса потока; w1 – полная индуктивная скорость, w12 = V12 + U12 . Тогда результирующая скорость воздушного потока, обтекающего лопасть (результирующая скорость движения сечения лопасти),

(10.2) W1 = ( V + V )2 + (U0 − U1 )2 . Результирующая скорость движения данного сечения лопасти W1 образует с хордой винтового профиля угол атаки α, с направлением окружной скорости – угол β, называемый углом притекания струй. Тогда угол установки сечения лопасти ϕ=α+β. За 285

счет индуктивных скоростей U1 и V1 угол притекания β отличается от угла β0 без учета индуктивных скоростей (заключен между скоростью W0 = U02 + V 2 и окружной скоростью U0). Это отличие называют

углом скоса потока ε=β-β0.

Исследования и практика эксплуатации показали, что рационально задавать всем сечениям лопасти один и тот же наивыгоднейший угол атаки α=ϕ - β = const = αнаив. При постоянном угле установки ϕ угол атаки α зависит от угла притекания струй β, т.е. от скорости полета. С ростом скорости полета самолета V угол β увеличивается, угол атаки α уменьшается, винт «облегчается», снижается потребная мощность двигателя. Это вызовет необходимость Рис. 10.2. Составляющие скорости увеличения скорости враобтекания винта щения винта n для создания потребной тяги до недопустимо больших значений для двигателя. При большом увеличении скорости V угол атаки α может стать отрицательным α<0, винт будет создавать сопротивление. При уменьшении скорости V угол β увеличивается и винт «затяжеляется», скорость вращения винта снижается. Необходимо изменять в полете угол ϕ, т.е. применять ВИШ.

10.3. Классификация воздушных винтов изменяемого в полете шага

Для современных самолетов в настоящее время применяют в основном ВИШ с автоматическими системами регулирования скорости вращения винта путем изменения угла установки лопасти в зависимости от режима полета самолета. Рассмотрим их типы. ВИШ с противовесами. На кронштейнах в комлевой части винта дополнительно устанавливают противовесы. При вращении винта возникают центробежные силы противовеса Рnt, создающие момент 286

Мn,, увеличивающий угол установки лопасти ϕ. Тогда при росте скорости полета V, когда α↓, n↑, противовес поворачивает лопасть в сторону увеличения угла установки ϕ и угла атаки α=ϕ-β (β↑ при V↑). В этом случае угол атаки α и число оборотов винта n изменялись бы незначительно (рис. 10.3).

Рис. 10.3. ВИШ с противовесом Гидравлические винты. Угол установки лопасти винта здесь изменяется с использованием гидравлической системы и цилиндровой группы с поршнем. В качестве рабочей жидкости используется масло, применяемое для смазки двигателя. Гидравлические системы здесь весьма разнообразны. Они позволяют обеспечить большие скорости поворота лопастей, конструктивно просты и надежны в эксплуатации. Находят широкое применение, особенно на современных самолетах с ТВД. Электромеханические винты поворот лопастей осуществляют с помощью электродвигателя. Крутящий момент от электродвигателя передается к лопасти винта через редуктор с большим передаточным отношением. Их достоинства: – широкий диапазон поворота лопастей (до 360°); – при отключении питания такой винт становится винтом фиксированного шага. Недостатки: – сложны и дороги в производстве; – низкая надежность; – малая скорость поворота лопасти; – на отечественных самолетах не применяются. Аэромеханические винты имеют специальную саблевидную форму. Из-за изменения положения центра давления возникающие аэродинамические моменты поворачивают лопасть в сторону 287

уменьшения угла установки ϕ. Их соотношение и обеспечивает требуемое изменение шага. Применяются на легких самолетов. Механические винты обеспечивают поворот лопастей мускульной энергией летчика с помощью специального механизма. Применяются ограниченно. Двухшаговые винты. Взлет осуществляется на малом ϕ (малом шаге), в горизонтальном полете выполняется перевод на больший шаг механической или гидравлической системами. Флюгирование воздушного ВИШ. Для предотвращения в полете возникновения отрицательной тяги при остановке двигателя в случае его неисправности лопасти автоматически или вручную переводятся во флюгерное положение. При этом Сх min (лобовое аэроРис. 10.4. Флюгирование динамическое сопротивление) воздушного винта минимально (рис. 10.4).

10.4. Конструкции лопастей воздушных винтов

По числу лопастей винты подразделяются на двухлопастные и многолопастные. Число лопастей определяется характеристиками двигателя (N, H, nдв) и самолета (V, высота шасси, расстояние до фюзеляжа). Шестилопастный винт имеет меньший диаметр при одинаковой поглощаемой мощности, но его КПД уменьшается. Поэтому на двигателях большой мощности вместо увеличения числа лопастей применяют соосные винты, вращающиеся в разные стороны: Dв↓, КПД↑, Мреакт=0, Мгироск=0; нет крена и разворота. Лопасти современных винтов изготавливаются из алюминиевых сплавов или композиционных материалов. Заготовки из Д1 обычно штампуются, затем подвергаются механической и термической обработке и окраске. Лопасти имеют профилированную часть – перо и непрофилированную – комлевую часть. Параметры лопасти изменяются по радиусу bmax =5…10% (рис. 10.5), приближение bmax к концу лопасти повышает тягу винта; c =4…5% при r =0,9. Комлевая часть лопасти заканчивается резьбой для крепления в стакане, причем для винтов левого вращения резьба также левая, у винтов правого вращения – правая. Лопасть в стакане контрится хомутом, дополнительно – штифтом. Стакан опирается на три шариковых или роликовых подшипника, которые позволяют свободно поворачивать лопасть относительно рукава втулки.

288

Рис. 10.5. Изменение параметров лопасти по радиусу Для предотвращения обледенения носовая часть лопасти имеет электрический обогреватель или здесь через поры подается жидкость, уменьшающая температуру замерзания и связь льда с металлом (обычно это спирт). Винт тщательно балансируется. Контрольные сечения, к которым относят понятия «шаг винта» и «угол установки лопасти», для ВИШ обозначают красной краской в виде узкой полосы на номинальном радиусе лопасти rном: rном=1000 мм при Dв ≤ 3,5…4 м; rном=1600 мм при Дв > 4 м. Стакан опирается через подшипники на корпус (втулку) винта, который служит для крепления в нем всех частей и деталей. Он изготавливается из легированной стали. Металлические лопасти являются генераторами шума. Лопасти из композиционных материалов позволяют уменьшить шум и снизить массу (самолет Ан-70). Контрольные вопросы

1. Перечислите основные характеристики воздушных винтов. Почему по радиусу лопасти винтов имеют крутку?

2. Почему с ростом диапазона скорости самолетов винт постоянного шага облегчается, и необходимо увеличить скорости вращения?

3. С какой целью применяют винты изменяемого в полете шага и как они классифицируются?

4. Опишите конструкцию лопасти винта.

5. Как выбирается число лопастей винта?

6. Укажите назначение воздушных винтов и требования, предъявляемые к ним.

289

11. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ВЕРТОЛЕТОВ 11.1. Схемы вертолетов Вертолет – ЛА тяжелее воздуха, подъемная сила и тяга которого создаются одним или несколькими несущими винтами, вращающимися в горизонтальной или почти (с наклоном) горизонтальной плоскости. Несущий винт (НВ) вертолетов приводится во вращение трансмиссией от поршневых или газотурбинных двигателей. Способы уравновешивания реактивного крутящего момента НВ вертолетов с механическим приводом в основном определяют схему вертолета. Реактивный момент – это реакция воздуха при вращении винта, равная крутящему моменту на валу винта, стремящаяся развернуть вертолет в сторону, обратную вращению НВ. Вертолеты одновинтовой схемы с механическим приводом несущего винта имеют рулевой винт, который выносится на хвостовой балке за плоскость вращения НВ (вертолеты Миля МИ-4, МИ-8 и т. д.) Тяга, создаваемая рулевым винтом, уравновешивает реактивный крутящий момент. При изменении величины этой тяги осуществляется путевое управление (рис. 11.1). Данная схема получила наибольшее (≈96%) распространение благодаря простоте конструкции и управлению по курсу и тангажу рулевым винтом, относительной дешевизне – один НВ, одна главная трансмиссия. Однако на привод хвостового винта расходуется 10…25% мощности двигателя, длинная хвостовая балка увеличивает габариты вертолета. Рис. 11.1. Одновинтовой вертолет Двухвинтовая соосная схес рулевым винтом ма изобретена Н.И. Камовым. Два соосных (на одной оси) НВ вращаются в противоположные стороны, обеспечивая гашение реактивных моментов (рис. 11.2).

290

Достоинства двухвинтовой соосной схемы: – автоматическая компенсация реактивного момента; – минимальные габариты и минимальное лобовое сопротивление. Недостатки: – сложность системы трансмиссии, вал верхнего НВ проходит через полый вал нижнего; Рис. 11.2. Двухвинтовая соосная – опасность схлестывания схема вертолета лопастей; – сложность системы управления обеспечивается дифференциальным изменением углов установки лопастей верхнего и нижнего НВ; разность реактивных крутящих моментов вызывает поворот по курсу, продольное и поперечное управление осуществляется одновременным наклоном двух НВ; ВО имеет руль направления. В двухвинтовой продольной (а) или поперечной схемах (б) реактивный момент уравновешивается вращением разнесенных НВ в противоположные стороны (рис. 11.3).

а

б

Рис. 11.3. Двухвинтовая продольная (а) и поперечная (б) схемы вертолета Вертолеты с крылом позволяют за счет несущего крыла увеличить скорость полета. Винтокрылы, вертолеты, самолеты, реактивный НВ, компрессорный НВ распространения не получили из– за сложностей конструкции.

11.2. Несущие винты вертолетов Несущие винты вертолетов: – создают подъемную силу УНВ на всех режимах полета и тягу ТНВ, необходимую для поступательного движения; 291

– обеспечивают продольное и поперечное управление вертолетом. В горизонтальном полете лопасти НВ находятся под воздействием окружной скорости u=ωR и скорости горизонтального полета V. Вводится понятие об углах ψ азимута, характеризующих положение лопастей относительно про-дольной оси фюзе-ляжа (рис. 11.4). В хвостовой части ометаемой винтом площади угол азимута ψ=0, в передней - ψ=π=180°. В поперечном сечении этой площади окружная скорость u=ωR складывается со скоростью горизонтального полета V, в диаметрально противоположной точке скоРис. 11.4. Азимуты и скорости обтекания НВ ψ=3/2π=270° рости вычисляются. Подъемные силы на лопастях зависят от скоростей u и V, по азимуту будут различны: при движении от ψ=0° до ψ=90° скорость обтекания u+V нарастает, тяга и подъемная сила увеличиваются, лопасть при наличии горизонтального шарнира ГШ поднимается вверх. При перемещении лопасти в зону ψ>90° скорость набегающего потока, истинный угол атаки и тяга уменьшаются. Лопасть по инерции поднимается вверх и достигает при ψ=π=180° своего наибольшего подъема. Дальнейшее движение лопасти происходит в обратном порядке: лопасть опускается вниз, угол атаки увеличивается, тяга растет. Следовательно, маховое движение лопасти нивелирует тягу по диску НВ, лопасть при вращении описывает конус, заваленный вбок и повернутый назад. С маховыми движениями лопасти связано колебание относительно вертикального шарнира ВШ. Лопасть занимает положение, при котором сумма моментов от аэродинамических и массовых сил относительно ГШ равна нулю. С маховым движением связано 292

появление сил Кориолиса, тогда введение ГШ требует введения ВШ. Управление обеспечивает изменение углов атаки за счет поворота лопастей в осевых шарнирах ОШ. Втулки несущих винтов передают крутящий момент от двигателя при механическом приводе. Втулка воспринимает от лопастей аэродинамические и инерционные силы, а также крутящий момент от двигателя. По конструктивному исполнению могут быть: 1) жесткая втулка (НВ с жестким креплением лопастей); 2) карданная втулка (НВ с карданной подвеской); 3) классическая трехшарнирная втулка (рис. 11.5).

Рис. 11.5. Трехшарнирная втулка НВ: 1 – втулка несущего винта; 2 – горизонтальный шарнир; 3 – вертикальный шарнир; 4 – осевой шарнир; 5 – гидравлический демпфер Типы шарниров: ГШ, позволяют совершать маховые движения (колебания в вертикальной плоскости, т. к. подъемная сила по азимуту меняется); ВШ, позволяют совершать колебания в плоскости вращения под действием переменных аэродинамических сил лобового сопротивления и инерционных сил при вращении; ОШ, предназначены для изменения углов атаки лопастей. ГШ и ВШ значительно снижают переменные напряжения в элементах НВ, колебания относительно ВШ демпфируются гидравлическим демпфером.

293

11.3. Лопасти несущих винтов Формы лопастей в плане б) трапециевидная, в) смешанная.

(рис. 11.6):

а) прямоугольная,

Рис. 11.6. Формы лопастей НВ в плане По размаху имеет место геометрическая крутка Δϕ=+5…+12°, в корневом сечении – положительная; аэродинамическая крутка к концу лопасти αкр возрастает. Нагрузки, действующие на лопасть: – аэродинамические; – центробежные силы Рц (например, для вертолетов Ми-8 Рц = 30 т, Ми-6 – Рц = 90 т); – силы инерции от махового движения относительно ГШ, от колебаний в плоскости вращения относительно ВШ, от колебаний относительно ОШ, силы Кориолиса в плоскости вращения. Конструктивно лопасти включают в себя: лонжерон, нервюры, стрингеры и обшивку аналогично крыльям. Лонжерон может быть стальным трубчатым, прессованным из алюминиевых сплавов или из стальных профилей, имеющих форму профиля передней части лопасти. Каркас - металлический или стеклотканевый. Лопасть со стальным трубчатым лонжероном (рис. 11.7) содержит: 1 – узел навески; 2 – лонжерон; 3 – отсеки; 4 – хвостовую часть отсека; 5 – носовую часть; 6 – резиновый вкладыш; 7,8 – комлевый и хвостовой отсеки. Лонжерон выполнен из стальной трубы. На лонжероне закреплены узел навески 1 и каркас лопасти, состоящий из 7 и отсеков, комлевого концевого 8 отсеков. Лонжерон Рис. 11.7. Лопасть со стальным изготовлен из цельной стальной трубчатым лонжероном холоднокатаной термически обработанной трубы, имеющей по всей длине различные толщины стенок и формы поперечного сечения. Внутренняя и наружная поверхности трубы полируются и наклепываются для повышения 294

усталостной прочности, покрываются внутри грунтом, а снаружи клеем и эмалью. На концах трубы установлены заглушки, обеспечивающие герметичность полости, которая заполняется воздухом под давлением. При появлении на лонжероне трещины давление падает, срабатывает сигнализация в виде красного колпачка, выталкиваемого из сильфона, лопасть заменяется. Отсеки не имеют жесткой связи между собой, поэтому при изгибе лопасти нагружаются незначительно. Упрощается технология сборки отсека и склейки с лонжероном. Каждый отсек состоит из хвостовой и носовой частей. Хвостовые отсеки имеют сотовые заполнители. Между отсеками установлены резиновые вкладыши. Носовой отсек включает обшивку, диафрагмы, гофрированные накладки для создания жесткого контура. Обшивка и гофрированные накладки соединяются с диафрагмами заклепками и приклеиваются к обшивке. В носовой части приклеены противофлаттерные противовесы. Хвостовые отсеки содержат обшивку, нервюры, хвостовой стрингер, сотовый заполнитель, триммеры (пластинки). На конце – стаканчик для балансировочных грузов. В лопастях с прессованными дюралюминиевыми лонжеронами длиной до 10 м (Ми–8), до 16 м (Ми–6) лонжерон представляет собой пустотелую балку (рис. 11.8) с внутренним контуром постоянного сечения, в плане – прямоугольник. Обрабатывается он снаружи в соответствии с заданным сечением профиля носовой части. Наружная и внутренняя поверхности нагартованы стальными шариками вибрационным способом. Ребра повышают жесткость. В носок закладываются противофлаттерные грузы.

Рис. 11.8. Лонжерон лопасти прессованный Хвостовой отсек включает обшивку, склеенную с сотовым заполнителем, две боковые нервюры и хвостовой стрингер. Комлевая часть утолщена для соединения с наконечником болтами. Торец лонжерона закрыт крышкой с вентилем для накачки воздухом, имеется сигнализатор давления, между отсеками - уплотнительный вкладыш. В носовой части лопасти устанавливаются противообледенительные слои стеклоткани, поверхностный слой резины и нагревательных элементов – лент из нержавеющей стали.

295

Для защиты от абразивных воздействий изолирующий пакет с нагревательными элементами покрывается листовой резиной. Противоабразивная система – защита поверхности лопасти от песка и пыли: в носке лопасти наклеивается титановая или стальная накладка, сверху – слой противоабразивной резины. На лопасти с металлическим лонжероном используют сигнализацию повреждений: внутри лонжерона создают избыточное давление, при появлении трещины избыточное давление падает и на лопасти появляется красный указатель.

11.4. Управление вертолетом Вертолет имеет 4 независимых канала управления.

1. Вертикальное, которое изменяет положение вертолета по вертикали путем одновременного изменения углов установки всех лопастей НВ (управление общим шагом).

2. Путевое, которое обеспечивает полет по заданному курсу в горизонтальной плоскости. Для одновинтового вертолета с хвостовым винтом управление по курсу осуществляется педалями, которые изменяют шаг хвостового винта и его тягу. В двух– и многовинтовых вертолетах отклонение педалей приводит к изменению углов установки лопастей НВ соответствующим образом.

3. Поперечное (по крену) и продольное (по тангажу), которое связано с созданием крена влево–вправо относительно ц.м. или наклона вектора тяги НВ вперед или назад. Вертикальное управление включает в себя рычаг общего шага, тяги, качалки, гидроусилители, ползун, перемещающийся по направляющим автомата перекоса и изменяющий углы установки всех лопастей. Путевое управление одновинтовой схемы с хвостовым винтом включает в себя педали, систему тяг и качалок, гидроусилители, тросовую проводку, цепные передачи, мультипликаторы (преобразуют малые перемещения тяг от гидроусилителей в большие тросовой проводки). Проводка от педалей до гидроусилителя и мультипликатора – жесткая, далее – гибкая, тросовая. Тросы заканчиваются втулочно–роликовой цепью и звездочкой хвостового редуктора, изменяющего шаг – углы установки лопастей. Управление циклическим шагом обеспечивает управление по крену и тангажу, т.е. поперечное и продольное управление. Оно включает в себя колонку управления, систему тяг и качалок, гидроусилители и автомат перекоса. Колонка аналогична самолетной: перемещение ручки вперед–назад обеспечивает 296

Рис. 11.9. Принципиальная схема автомата перекоса: 1 – вал НВ вертолета; 2 – неподвижное кольцо; 3 – подшипник; 4 – вращающееся кольцо; 5 – тяга лопасти; 6, 7 – тяги систем управления

управление по тангажу, влево–вправо – по крену. Такие перемещения приводят к наклону тарелки автомата перекоса и к циклическому (по синусоиде) изменению углов установки лопастей. Автомат перекоса кольцевого типа предложил студент (!) Б.М. Юрьев в 1911 году. Одна линия проводки с гидроусилителем обеспечивает продольное управление, вторая – поперечное управление (рис. 11.9).

11.5. Автомат перекоса Автомат перекоса может быть: – кольцевой (тарельчатый) - на всех одновинтовых вертолетах (на кардане, на шаровой опоре); – «паук» – на легких одновинтовых вертолетах; – кривошипный – на многовинтовых вертолетах. Автомат перекоса представляет собой механизм, позволяющий путем соответствующего изменения углов установки лопастей равнодействующей изменять величину и направление аэродинамической силы НВ. Изменение равнодействующей по величине силы осуществляется одновременным изменением углов установки всех лопастей на одну и ту же величину (вертикальное управление), т. е. происходит управление общим шагом НВ. Изменение равнодействующей по направлению силы достигается путем наклона плоскости вращения тарелки автомата перекоса, с которой шарнирно соединяются тяги управления углом установки лопастей.

297

При наклоне тарелки угол установки каждой лопасти изменяется циклически по закону синуса в зависимости от азимутального положения. Тарелка связана шлиц–шарниром с валом и вращается вместе с ним (рис. 11.10). Автомат перекоса включает в себя: направляющие ползуна, ползун 7, кронштейн перемещения ползуна (вертикальное управление), внутреннее кольцо кардана 2, кольцо кардана наружное 3, тарелку 6, качалки продольного и поперечного управления 4 и 5, шарниры тяг управления углом установки лопастей 8, подшипниковый узел 10. Автомат перекоса устанавливается на главном редукторе. По направляющей перемещается ползун вместе с кольцами 2, 3, 6 и 4 и 5. Тарелка Рис. 11.10. Автомат перекоса качалками приводится во вращение шлицтарельчатого типа шарнирами, через тяги 8 связана с лопастями. Управление осуществляется гидро-усилителями, кольца карданов 2 и 3 связаны шарико–подшипниками, в них входят по 2 пальца. Общие оси этих пальцев перпендикулярны, что позволяет кольцам 2 и 3 вместе с тарелкой 6 наклоняться во всех направлениях относительно ползуна 7 на углы ± 7,5° в плоскости продольного управления (по тангажу) и ± 5,5° в плоскости поперечного управления (по крену). В наружном кольце 3 закреплены два пальца 4 и 5 под углом 90° друг к другу для соединения с тягами продольного и поперечного управления. Подшипниковый узел – двухрядный радиально–упорный подшипник, обеспечивающий установку тарелки на цилиндрическую поверхность наружного кольца. Тяги поворота, лопасти крепятся к тарелке через двухрядные радиально–упорные подшипники и через вилку с осевым шарниром соединяются с рычагом поворота лопасти.

11.6. Трансмиссия вертолетов Трансмиссия вертолетов предназначена для передачи крутящего момента от двигателя до НВ, рулевого винта, разных вспомогательных агрегатов. Трансмиссия рулевого винта включает в себя (рис. 11.11): 1 – двигатели; 2 – главный редуктор; 3 – вал несущего винта; 4 – хвостовой вал; 5 – опоры хвостового вала; 298

6 – промежуточный редуктор; 7 – редуктор рулевого винта; 8 – рулевой винт. Мощность от двигателя подается на главный редуктор 2 через главный вал или два вала при двух двигателях, на его выходе крепится втулка НВ. На хвостовой винт от главного редуктора через подвижные шлицевые соединения Рис. 11.11. Трансмиссия рулевого винта валов, опоры хвостового вала, шлицевые муфты, хвостовой вал, промежуточный редуктор подается 10…25% мощности двигателя. На входе в главный редуктор устанавливается муфта свободного хода. При отказе двигателя в полете она отключает двигатель от главного редуктора и НВ переходит на режим авторотации. Лопасти хвостового винта имеют изменяемый в полете шаг, управляемый педалями. Крепление лопастей к втулке осуществляется с помощью горизонтального и осевого шарниров. Вместо хвостового винта находят применение фенестроны (от латинского fenestra – окно, рис. 11.12). Это многолопастный винт, устанавливаемый в туннеле киля вертолета. Он создает меньше шума, безопасен на земле, его КПД больше открытого винта (η=0,85), поэтому его диаметр в 2,2 раза меньше диаметра хвостового винта, однако растет масса киля. На вертолетах соосной схемы хвостового винта нет, отсутствует и хвостовая трансмиссия. Путевое управление осуществляется НВ, дополнительно развито ВО, Рис. 11.12. Фенестрон обеспечивающее стабилизацию в полете.

299

11.7. Особенности конструкции планера Фюзеляжи вертолетов аналогичны по КСС самолетным. Вертолеты одновинтовой схемы с рулевым хвостовым винтом имеют хвостовую балку, которая увеличивает расстояние от хвостового винта или рулевых поверхностей до ц.м. Шасси вертолетов аналогичны самолетным, у них такие же параметры. В связи с малыми скоростями полета они чаще бывают неубирающимися. Колея и база вертолетных шасси больше самолетных в связи с посадкой на неприспособленные площадки. Амортизаторы - зачастую двухкамерные. Для легких вертолетов находит применение шасси «полозкового» типа. Его конструкция, сваренная из нескольких труб, простая. Бывают шасси с воздушными баллонами из водонепроницаемой ткани, позволяющие обеспечивать посадку и на земную, и на водную поверхности. Контрольные вопросы 1. Какие схемы вертолетов Вы знаете?

2. Несущие винты вертолетов.

3. Втулки несущих винтов вертолетов.

4. Почему лопасти вертолета имеют трехшарнирную втулку их подвески?

5. Лопасти несущих винтов вертолетов.

6. В чем отличия лопастей с трубчатым и прессованным лонжеронами?

7. Лопасти несущих винтов вертолетов с прессованным лонжероном.

8. Как обеспечивается управление вертолетом?

9. Какова роль автомата перекоса?

10. Трансмиссия вертолета. Ее состав и назначение.

11. Укажите назначение НВ вертолета и требования, предъявляемые к ним. Какие движения совершает лопасть при вращении по азимуту?

12. Приведите эскизы конструкций лопастей с трубчатыми, прессованными лонжеронами.

13. Как осуществляется управление вертолетом по курсу, тангажу, крену и высоте? Опишите конструкцию автомата перекоса и его роль в управлении.

300

12. СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ Силовые установки самолетов и вертолетов предназначены для создания силы тяги и обеспечения энергией ряда систем ЛА. Они включают в себя двигатель, системы и устройства, обеспечивающие надежную работу двигателя. Системы силовой установки: топливная, масляная, противообледенительная, противопожарная, система охлаждения двигателя и агрегатов, системы всасывания воздуха (воздухозаборники), системы выхлопа газов, реверса тяги, управления, запуска и контроля двигателя. Устройства силовой установки: крепление двигателя, воздушные винты.

12.1. Типы авиационных двигателей На ЛА могут быть установлены: 1. Поршневые двигатели (ПД) для нескоростных самолетов и вертолетов (V ≤ 300…400 км/ч): учебно-тренировочные, спортивные и др.

2. Реактивные (РД) двигатели двух типов: воздушно-реактивные (ВРД) и ракетные (РаД.) Воздушно-реактивные двигатели могут быть: а) компрессорные газотурбинные: – турбореактивные (ТРД) без форсажной камеры или с форсажной камерой (ТРДФ), y = 0 ; – двухконтурные турбореактивные (ТРДД) различной степени двухконтурности (у=0,2…1,2) без форсажной камеры и с форсажем (ТРДДФ); – двухконтурные турбореактивные (ТРДД) с высокой степенью двухконтурности, у=3…12 для пассажирских и транспортных самолетов с большой дозвуковой скоростью полета и для маневренных сверхзвуковых самолетов – турбовентиляторные (ТВлД); – турбовинтовые (ТВД, у=50…100), турбовинтовентиляторные (ТВВД, у=30…60, Ан-70) для самолетов со скоростями полета 700…800 км/ч и более, для перспективных самолетов с ТВВД; б) бескомпрессорные воздушно-реактивные двигатели: – прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД); – пульсирующие воздушно-реактивные двигатели (ПуВРД) для самолетов с высокими скоростями полета; 301

в) ракетные двигатели на жидком топливе (ЖРД) или на твердом топливе (РДТТ) для экспериментальных самолетов при V > 3000 км/ч.

12.2. Системы крепления двигателей Нагрузки на узлы крепления двигателей включают в себя: 1. Тягу двигателя P0, достигающую 25…30 т (250…300 кН).

2. Массовые и аэродинамические силы. Массовые э э Pу = mсу gnmax f , mсу = (1,9...2,2) m дв для самолетов с ТРД; nmax – максимальная перегрузка в ц.м.; f = 1,3…1,5…2 для каждого из 17 расчетных случаев. Аэродинамические нагрузки малы.

3. Реактивный момент от воздушного винта: Mp = 716,2N / nb или Mp = N / 2πωb ; 4. Гироскопический момент: Mгу = Ix рот ωx рот ωz относительно оси Y , Mгz = Ix рот ωx рот ωy относительно оси Z . КСС системы крепления зависит от типа двигателя и его расположения на самолете. Система крепления представляет собой стержневые пространственные сварные конструкции (фермы, балки), специальные рамы. Двигатель имеет шесть степеней свободы (перемещения и поворот относительно осей X, Y, Z ), и для его крепления необходимо не менее шести стержней, оси которых не пересекали бы одну прямую. Часто для повышения живучести СУ число стержней может быть увеличено и системы крепления становятся статически неопределимыми. Высокая загруженность элементов крепления двигателя предопределяет использование высокопрочных сталей (например, 30ХГСА σв = 1200…1500 МПа). Стержни обычно располагают в двух плоскостях, перпендикулярных продольной оси двигателя, причем основные узлы крепления размещают вблизи ц.м., а вспомогательные – возможно дальше от ц.м. Системы крепления поршневых двигателей Крепление звездообразного ПД, как правило, осуществляется стержневой моторамой из шести или более стержней, несущих на себе опорное кольцо с узлами крепления. В узлах монтируются амортизаторы (рис.12.1). Крепление звездообразного двигателя воздушного охлаждения осуществляется на трубчатой сварной мотораме, состоящей из опорного кольца 1, приваренных к нему стержней 2, усиливающих косынок 3. Картер шпильками 7 крепится к кольцу 1, к которому 302

приварены втулки 4. Во втулки вставлены резиновые амортизаторы 6. Рама крепится узлами 5 к планеру самолета или вертолета, где есть ответные узлы.

Рис. 12.1. Система крепления ПД: 1 – опорное кольцо; 2 – стержень рамы; 3 – усиливающая косынка; 4 – гнезда под амортизаторы; 5 – резиновая втулка-амортизатор; 6 – узел крепления моторамы к самолету; 7 – амортизатор; 8 – шпилька крепления картера двигателя Установка рядного поршневого двигателя жидкостного охлаждения осуществляется на продольных брусьях 1, несущих на себе амортизационные прокладки 2 и втулки 3 (рис. 12.2).

Рис. 12.2. Система крепления ПД жидкостного охлаждения: 1 – продольные брусья; 2 – амортизирующая прокладка; 3 – втулка; 4 – винт крепления амортизирующей прокладки; 5 – шпилька крепления картера двигателя 303

Картер двигателя здесь несиловой, нагрузок не воспринимает, в силовую схему моторамы не включен. КСС здесь ферменнобалочная. Системы крепления турбовинтовых двигателей Крепление ТВД обычно осуществляется с помощью пространственных систем ферменного (Ан-10, Ан-24) или ферменнобалочного типа (Ил-18), которые соединяются с боковыми цапфами на корпусе компрессора двигателя с помощью демпферов (амортизаторов) колебаний двигателя. Пример – система крепления двигателя на самолете Ил-18 (рис. 12.3). Рис. 12.3. Система крепления ТВД: 1 – двигатель; 2 – передняя цапфа (основная опора); 3 – балка; 4 – верхний подкос; 5 – задний подкос; 6 – внутренний подкос; 7 – задняя цапфа; 8 – наконечник подкоса (ухо); 9 – переходная втулка (тандер); 10 – гайка; 11 – контргайка; 12 – втулка; 13 – дисковый демпфер; 14 – шток демпфера; 15 – ухо

Система крепления состоит из двух балок 3, двух верхних 4, двух задних 5 и двух внутренних 6 подкосов. Двигатель крепится на четырех цапфах 2 и 7. Передняя цапфа 2 включает амортизаторы (демпферы) балок 3, задние цапфы 7 соединены с подкосамидемпферами 5 стержневого типа, имеющими резьбовые наконечники вилок 8. Для регулирования положения оси двигателя относительно оси фюзеляжа вилки на верхних и нижних подкосах имеют резьбовые наконечники 8 с переходными втулками 9 (тандерами).

304

Системы крепления ТРД внутри фюзеляжа ТРД с осевым компрессором имеет на корпусах компрессора и турбины два силовых пояса. Это позволяет размещать элементы крепления двигателя в плоскости этих поясов (рис. 12.4). Двигатель закреплен с помощью штыря, закрепленного на продольной балке фюзеляжа, в двух плоскостях (I и II) по обе стороны относительно ц.м. на усиленных шпангоутах фюзеляжа стержнями 1, 2 и 3, 4, 5. Скользящая посадка пальца штыря в шаровом узле двигателя обеспечивает его свободное перемещение в вертикальной плоскости при температурных расширениях двигателя и его нивелировке. Боковые стержни 1, 2, 3, 4, 5 работают на растяжение-сжатие,1 – 2 и 3 – 4 воспринимают силы веса и момент относительно поперечной и продольной осей двигателя. Стержень 5 участвует в восприятии момента относительно вертикальной оси Y.

Рис. 12.4. Система крепления ТРД внутри фюзеляжа Верхний узел А воспринимает силу тяги двигателя и совместно с тягой 5 – боковые силы. Он представляет собой штырь, оканчивающийся пальцем, который при монтаже входит в шаровой узел на двигателе. Штырь крепится к продольной балке фюзеляжа. Шаровое крепление А обеспечивает нивелировку. Тяги 3, 4, 5 выполнены тандерными, допускающими изменение их длины.

305

Регулируемое сопло крепится к двигателю телескопическим соединением и рельсами опирается на ролики в фюзеляже (в сечении III) – сопло при нагреве свободно перемещается вдоль осей X и Z . Все тяги выполнены из хромансилиевой стали. Двигатель монтируется и демонтируется при отстыковке хвостового отсека фюзеляжа Ф-2, вкатывается в фюзеляж по рельсам и закрепляется по плоскостям стержней 1, 2 и 3, 4. Крепление двигателей на пилонах хвостовой части фюзеляжа, на пилонах под крылом описано в работах [4, 34]. Амортизация крепления двигателей предусматривает снижение частоты собственных колебаний силовой установки за счет введения в систему упругих эластичных элементов. Основным материалом, применяемым для амортизаторов, является резина. Ее модуль сдвига в 6…10 раз меньше модуля упругости стали. Типы: стержневые (подкос-демпфер), дисковые, «втулка».

12.3. Топливные системы Авиационные топлива К авиационным топливам относятся в основном керосин и бензин. Их особенности: 1. Весовая теплотворная способность керосина и бензина составляет 10200…10600 ккал/кг, объемная у керосина выше на 10…15 % (ρк = 0,755…0,85 кг/л, ρб = 0,72…0,74 кг/л). Объемы и масса топливных баков для ТРД, потребляющих керосин, на 10…15 % меньше, меньше и их масса.

2. Низкая упругость паров керосина позволяет повысить высотность ЛА с ТРД и открытой дренажной системой до 13000 м; ПД с бензином имеют высотность до 6…8 км.

3. Высокая летучесть бензина, высокая упругость паров позволяют облегчить запуск ПД, особенно в зимнее время, имеют более низкую температуру замерзания (снижается образование кристаллов), понижается противопожарная опасность (при течи пары бензина быстро улетучиваются, керосина – скапливаются в нижних точках и создают опасность пожара).

4. Большая вязкость керосина повышает гидравлическое сопротивление, ухудшает смесеобразование и запуск ТРД, а также очистку топлива от воды, что приводит к засорению фильтров кристаллами льда. Требуется подогрев фильтров.

5. Керосин Т-1, Т-3 и другие дешевле бензина Б-70.

306

6. Выделение воздуха с набором высоты у бензина напоминает холодное кипение, у керосина – задерживается до высот 5…6 км, затем происходит бурно и возрастает опасность пожара. Топливная система предназначена для подачи топлива в двигатель на всех режимах полета самолета и вертолета, предусмотренных ТТТ. Дополнительные функции: – поддерживает центровку ЛА в заданных пределах автоматизированной системой порядка выработки топлива из баков; – обеспечивает охлаждение рабочих жидкостей или газов (масло- и гидросистем, систем кондиционирования и др.), радиоэлектронного оборудования. Подача топлива в двигатель может осуществляться: – самотеком на ЛА с маломощными поршневыми двигателями, когда топливный бак расположен над насосом двигателя; такая система малоэффективна, используется иногда для переливания топлива из высокорасположенных баков в низкорасположенные; – вытеснением за счет наддува баков сжатым воздухом или нейтральным газом (азотом); однако растет масса топливных баков, низкая живучесть; на гражданских самолетах не применяется; служит для подачи топлива из подвесных баков: – с использованием подкачивающих насосов. Пример топливной системы – простейшая принципиальная схема с использованием подкачивающего насоса (рис. 12.5):

Рис. 12.5. Принципиальная схема топливной системы: 1 – дренажная система; 2 – топливный бак; 3 – датчик топливомера; 4 – сливной кран; 5 – подкачивающий насос; 6 – трубопровод; 7 – фильтр; 8 – датчик расходомера; 9 – перекрывной кран; 10 – подкачивающий насос двигателя; 11 – двигатель Топливо из бака 2 подается подкачивающим насосом 5 через фильтр 7 и перекрывной кран 9 в подкачивающий насос двигателя 10. Подкачивающий насос 5 предназначен для преодоления гидравлического сопротивления на пути от бака до подкачивающего 307

насоса двигателя 10 и обеспечения необходимого давления на входе в ПН двигателя. Для предотвращения образования вакуума в баке и его смятия предусмотрена дренажная система 1, сообщающая бак с атмосферой. Петля дренажной системы предотвращает вытекание топлива из бака. Перекрывной (пожарный) кран 9 установлен перед двигателем для прекращения подачи топлива при остановке двигателя, в случае пожара, при замене двигателя. Контроль за расходом топлива осуществляется поплавковым топливомером 3 в баке и расходомером 8 в питающей магистрали. Расчеты топливной системы на высотность предусматривают обеспечение минимального давления на входе в подкачивающий насос двигателя 10, составляющего 30…80 кН/м2 (0,3…0,8 кг/см2). Трубопроводы, агрегаты топливных систем окрашивают в желтый цвет. Для расчета топливной системы на высотность используется зависимость для давления у входа в подкачивающий насос (Рвх) двигателя n γ т Vт2 Рвх = Рн + ΔРб + ΔРпн ± γ т ( у б − у дв ) − ∑ ΔРг − ± Р j ≥ Р t 4 / 1 + ΔРкав.н.д , 2g i =1 где Рн – давление на расчетной высоте; ΔРб – давление, создаваемое в баке за счет скоростного напора на заданной высоте или за счет системы наддува баков газом; ΔРпн – давление (избыточное), создаваемое подкачивающим насосом бака; γт, Vт – плотность и скорость движения топлива в трубопроводах соответственно; уб, удв - минимальный уровень топлива в баке и уровень расположения подкачивающего насоса на двигателе относительно принятой линии отсчета соответственно; g - ускорение свободного падения; Рt4/1 - давление насыщенных паров для заданного топлива; ΔРкав.н.д – кавитационный запас давления, необходимый для бескавитационной работы подкачивающего топливного насоса двигателя. Суммарные потери на гидравлическое сопротивление ΣΔРг складываются из сопротивления от трения ΔРтр и местных гидравлических сопротивлений ΔРм:

n

∑ ΔPr =ΔРтр+ΔРм. i =1

Потери давления из-за сопротивления трения определяются по формуле l γ V2 ΔР тр = λ ⋅ т т , d т 2g 308

λ - коэффициент сопротивления трения; l - длина трубопровода; dт - диаметр трубопровода; γт, Vт - соответственно плотность и скорость движения топлива. Коэффициент сопротивления трения λ изменяется в зависимости от режима движения топлива, определяемого числом Рейнольдса Vd Re = т т , где Vт – скорость движения топлива (если известен расход νт 4W топлива W, то скорость определяется по формуле Vт = 2 ; πdт νт – коэффициент кинематической вязкости). Для ламинарного режима движения топлива, когда Re≤2300, 64 коэффициент сопротивления трения λ = .

Re Для турбулентного режима движения, когда 3⋅103<Re<105, где

коэффициент сопротивления трения λ =

0,316 .

Re

γ т Vт2 , ΔPм = ∑ ξм 2 g ν =1 n

Местные

потери

давления

где Vт – скорость топлива (обычно за местом потерь); ξм – коэффициент местного сопротивления. Значение коэффициента местного сопротивления определяется, главным образом, экспериментально или по справочникам гидравлических сопротивлений. Некоторые данные по коэффициентам местных сопротивлений приведены в табл. 12.1. Таблица 12.1 Местное сопротивление Вход в бак из трубопровода Выход из бака в трубопровод Кран Обратный клапан Расходомер Соединение дюритовое Тройник Местное сопротивление Угольник Фильтр Колено (угол отклонения потока δ°) 309

Коэффициент потерь ξм 1,0 0,5 1,0…2,5 1,7…2,0 7…10 0,2…0,3 1,5…2,5 Коэффициент потерь ξм 1,2…1,3 1,5…2,5 0,2 δ°/90

Инерционные потери давления вызываются силами инерции в топливной магистрали, возникающими при движении самолета с ускорением, и определяются по формуле n

Рij=γтni ∑ Ii , i =1

где ni - коэффициент перегрузки в направлении соответствующей оси, который определяется исходя из аэродинамического расчета самолета; n

∑ Ii - суммарные проекции на ось i всей длины магистрали. i =1

Для магистрали подачи топлива Рj=γт(nхlх+(nу-1)lу+nzlz), где lх, lу, lz - суммарные проекции на оси х, у, z всей длины магистрали. Давление упругости Рt 4/1 =0,003…0,04 МПа для бензина, 0,0027…0,0164 МПа – для керосина. Кавитационный запас ΔРкав.н.д определяется характером работы насоса. Для ГНЛ ΔРкав.н.д=0,03…0,08 МПа. Определив Рвх, устанавливают по этому показателю давления высоту Н. Время аварийного слива топлива τсл регламентировано НЛГС и может быть рассчитано по формуле F ⎡ H Η2 ⎤ n τсл = 2 δ ⎢ 1 − ⎥ ∑ ξ сл , Fсл ⎣ 2q 2q ⎦ i=1 где Fδ - площадь сечения бака горизонтальной плоскостью; Fсл - площадь отверстия слива топлива; Η1, Η 2 - начальный и конечный уровни топлива в баке по отношению к нижней кромке сливного патрубка; n

∑ ξсл

- сумма коэффициентов потерь местного гидравлического

i =1

сопротивления в сливных трубопроводах, которая определяется по аналогии с расчетом топливной системы на высотность. Если осуществляется наддув баков с давлением ΔΡδ , принимают

Н1* = Н1 +

ΔΡδ , jΤ

Н*2 = Н2 +

ΔΡδ . jΤ

60…180 мм. Аварийный слив может производиться: – самотеком, как рассмотрено выше; 310

Здесь

dсл max

=

– поддавливанием за счет использования скоростного напора воздуха или дополнительного поддавливания; – топливными насосами (это подкачивающие или перекачивающие насосы). Схемы подачи топлива Топливо на ЛА не может быть размещено в одном баке из-за его большого количества. Например, на самолете Ту-104 – 31 бак, Миг-21 – 11. Питание топливом двигателя в этом случае осуществляется из всех баков или из одного расходного. Схема подачи топлива без расходного бака предусматривает подачу топлива в двигатель из каждого бака (рис. 12.6).

Рис. 12.6. Схема подачи топлива без расходного бака: 1 – дренажная система; 2 – топливный бак; 3 – датчик топливомера; 4 – сливной кран; 5 – подкачивающий насос; 6 - обратный клапан Обратные клапаны управляют порядком выработки топлива, повышают живучесть (в случае течи одного из баков не выходит из строя вся система). Однако данная схема требует установки подкачивающих насосов в каждом баке (растет вес конструкции, трудно обеспечить надежность систем). Для повышения надежности автоматизации порядка выработки топлива целесообразно использовать многорежимные насосы: дежурный, нормальный и форсажный. Режимы работы ПН управляются автоматикой, работающей от сигнализаторов уровня топлива в баке. Насос одного бака работает на режиме, отличном от режима насоса другого бака. Выработка топлива идет из бака, где ПН работает на повышенном режиме. Автоматизация порядка выработки остается сложной.

311

Схема подачи топлива с расходным баком предусматривает подачу топлива из каждого бака или группы баков в расходный, из которого топливо поступает в двигатель (рис. 12.7). Насосы баков 1 и 3 перекачивающие, маломощные; ПН расходного бака 2 повышенной мощности, обеспечивает потребную высотность. Достоинства системы: – выше надежность (расходный бак расположен ближе к двигателю); – легче оборудовать расходный бак устройством для бесперебойного питания топливом при различных эволюциях ЛА;

Рис. 12.7. Схема подачи топлива с расходным баком: 1 – дренажная система; 2 – топливный бак; 3 – датчик топливомера; 4 – сливной кран; 5 – перекачивающий насос; 6 – подкачивающий насос – проще автоматизировать порядок выработки топлива запорными устройствами (сначала 1, потом 3); – легче защищать от поражения бронированием; – топливо в расходный бак может поступать самотеком или с использованием маломощных ПН в баках 1 и 3; – снижаются вес ПН баков 1 и 3, расход энергии. Для многобаковых топливных систем с большими расходами топлива наибольшее распространение получили системы с командным управлением клапанами перекачки, устанавливаемыми в расходном баке 2. Для ЛА с несколькими двигателями применяют обычно раздельные топливные системы для каждого двигателя. Для 312

повышения надежности, обеспечения питания двигателей при выходе из строя одной из групп баков, при отказе в работе одного из двигателей или подкачивающих насосов, а также для выработки топлива из всех групп баков применяют линии кольцевания или перекрестного питания с краном кольцевания (рис. 12.8), который в нормальном состоянии закрыт.

Рис. 12.8. Схема перекрестного питания топлива: 1, 3 – предрасходные баки; 2 – расходный бак; 4 – кран кольцевания Конструктивные элементы топливной системы К элементам топливных систем относятся: топливные баки; трубопроводы; насосы; топливные аккумуляторы; краны; фильтры. Топливные баки могут быть жесткие, мягкие и кессонные. Жесткие баки обычно изготавливаются из сплавов АМц, АМгМ и листового дюралюминия для подкрепляющих элементов, профилей и перегородок (рис. 12.9).

313

Рис. 12.9. Конструкция жесткого топливного бака: 1 – днище; 2 – обечайка; 3 – перегородка (диафрагма); 4 – элемент арматуры; 5 – риф; 6 – фланец крепления арматуры Детали жестких баков соединяются с помощью газовой кислородно-ацетиленовой и атомно-водородной сварки оплавлением. Подкрепляющие профили и перегородки соединяются заклепками, роликовой или точечной электросваркой. В случае применения заклепок герметичность заклепочного шва достигается установкой эластичных прокладок между склепываемыми листами или завариванием головок заклепок. Перегородки служат для повышения жесткости и прочности, для уменьшения переливания топлива в баке при эволюциях ЛА, ослабления гидравлических ударов. Для повышения жесткости, снижения влияния термических напряжений при сварке стенки баков рифтуют. Арматура баков крепится на фланцах, которые привариваются к обечайке или днищу бака. Жесткие баки подвешиваются к конструкции планера с помощью лент с тандерными втулками и защелками (рис.12.10). Перегородки располагаются под поясом креплений, лентами подвески, около опор, вблизи мест приварки днищ.

Рис. 12.10. Крепление жестких баков к конструкции планера: 1 – лента; 2 – бак; 3 – перегородка бака; 4 – опорное седло; 5 – войлочная прокладка или мягкий протектор; 6 – тандер Между лентой и баком, а также между баком и ложементом устанавливаются прокладки из войлока, резины, кожи и др.

314

Жесткие баки съемные, автономные от конструкции, подвергаются испытаниям на герметичность под давлением. Большой вес, трудность монтажа и демонтажа на самолете и вертолете, необходимость в больших вырезах, малая вибропрочность ограничивают их применение. Мягкие баки выполняются путем склейки нескольких слоев резины и специальной (кордовой) ткани (рис .12.11). С внутренней стороны бака прокладываются несколько слоев керосиностойкой резины, затем приклеивается слой сырой резины (для протектированных баков боевых машин), далее – слой вулканизированной резины, прорезиненный корд (капроновое полотно), который является защитным покрытием топливного бака. Баки устанавливают в специальных отсеках – контейнерах, воспринимающих действующие на бак нагрузки. Крепление – с помощью штырей или болтов с большими головками – фланцами, подвесных ремней. Внутрь больших мягких баков после их установки на месте вводят распорные шпангоуты.

Рис. 12.11. Слои мягких топливных баков: 1 – корд (капроновое полотно) с привулканизированной арматурой; 2 – вулканизированная резина; 3 – сырая набухающая резина; 4 – керосиностойкая резина Достоинства мягких баков: – лучше используется объем; – выше живучесть; – более технологичны, удобны в производстве и эксплуатации (легче монтировать); – не боятся вибрации, хороший теплоизолятор; – требуют меньших по размерам вырезов в конструкции. Недостатки: – срок эксплуатации ограничен (старение резины); – при понижении температуры теряют эластичность; – часть резины растворяется в топливе; – по массе могут проигрывать жестким бакам.

315

дают возможность наиболее Кессонные баки-отсеки эффективно использовать внутренний объем конструкции, но требуют герметизации соединений. Трубопроводы жесткие и гибкие, диаметром от 6…8 до 80…100 мм. Соединения – ниппельные и дюритовые. Насосы – гидравлические машины, осуществляющие перекачку жидкости с необходимым перепадом давления. Насосы объемного типа – коловратные, шестеренчатые и плунжерные, устанавливаются непосредственно на двигателях. Коловратные насосы удовлетворительно работают при перепаде давления 0,2…0,3 МПа, шестеренчатые – до 30 МПа, плунжерные – до 300 кг/см2 и более. Всасывающая способность лучше у коловратных насосов, поэтому шестеренчатые и плунжерные обычно не работают на всасывание, перед ними устанавливают коловратные или лопастные насосы подкачки. Лопастные насосы обычно выполняются по двухступенчатой схеме, с осевым колесом на первой ступени и центробежным – на второй. Лопастные центробежные насосы с индивидуальным электроприводом устанавливаются в баках или в непосредственной близости от них, обслуживают один или несколько баков. При помощи пневмотурбины может осуществляться отбор воздуха от компрессора двигателя или используется скоростной напор. Целесообразны пневмотурбоприводы на ЛА с большими расходами топлива. Фильтры обеспечивают удаление из топлива механических примесей для надежной работы двигателя. Первая фильтрация – на складах аэропорта, вторая – при заправке топливозаправщика, на ЛА с ПД или ТРД топливо снова фильтруется, а на ТВД – дважды. Фильтрующие элементы изготавливаются из сетки или бумаги, материал сеток – никелевая, латунная или бронзовая проволока. Топливные аккумуляторы обеспечивают кратковременную подачу топлива к подкачиваемому насосу двигателя (ПНД) при околонулевых и отрицательных перегрузках, при отливе топлива от ПНД в случае крена, скольжения.

12.4. Масляные системы самолетов и вертолетов Масляная система предназначена: – для обеспечения смазки трущихся поверхностей двигателя и отвода тепла, вызываемого трением от его агрегатов и деталей; – удаления твердых включений, которые образуются между трущимися поверхностями. Технические требования к масляной системе: 316

1. Обеспечение надежной подачи масла в двигатель на всех режимах его работы.

2. На самолетах и вертолетах с несколькими двигателями каждый из них должен иметь автономную маслосистему.

3. Охлаждение нагретого масла должно обеспечиваться с минимальными затратами мощности на работу охлаждающих устройств.

4. Обеспечение надежной очистки масла от механических примесей и газов.

5. Возможность ускоренного прогрева масла при запуске двигателя и выходе его на расчетный режим.

6. Отсутствие выброса масла через дренаж и переполнения двигателя маслом на всех режимах его работы.

7. Исключение возможности перетекания масла из бака в неработающий двигатель.

8. Малый вес системы.

9. Достаточная прочность, вибростойкость, герметичность трубопроводов и их соединений, небольшое гидравлическое сопротивление элементов системы.

10. Обеспечение минимального расхода масла за полет (для ПД – 6…12 г/л.с.⋅ч, ТРД – 1 г/даН⋅тяги ч).

11. Обеспечение пожаробезопасности.

12. Обеспечение свободного подхода к агрегатам системы; возможность замера количества масла в баке на земле и в полете, быстрая заправка и слив масла из системы. Трубопроводы и арматура масляной системы должны быть окрашены в коричневый цвет с указанием стрелками направления потока масла. Характеристики масляных систем определяются типом силовой установки: ПД, ТВД, ТРД. Масляные системы самолетов с ПД являются наиболее сложными в исполнении и нагруженными. Конструкции ПД характеризуются большими по площади трущимися поверхностями, удельное давление у которых достигает 25 МПа и более. Высокая температура масла здесь требует большой его прокачки через двигатель (2 … 4 л/ч.·л.с.). Масло в этих системах непосредственно соприкасается с зоной горения в цилиндрах двигателя, что вызывает повышенный его расход (6 … 12 г/л.с.·ч). Для обеспечения смазки в условиях значительных удельных давлений и высоких температур, хорошего уплотнения зазоров между цилиндром и поршнем необходимы масла с высокой вязкостью. Это масла типа МС-20, 317

МС-22. В зимних условиях применяют менее вязкие масла МЗ, МЗС с пониженной вязкостью. На входе в двигатель рекомендуется температура масла 60 .. 75°С, на выходе – 105 … 125°С, давление подачи – 0,5 … 0,8 МПа. В маслосистемах двигателей ТРД масло непосредственно не соприкасается с зоной горения. Основной вид трения здесь – трение качения. Затраты мощности на преодоление сил трения и количество выделяемого тепла незначительны (20 .. 40 кал/кг тяги·мин), прокачка масла через двигатель составляет 3 … 4 л/мин на подшипник, расход масла, в основном через систему суфлирования составляет ≈ 1 г/ даН тяги.ч, температура масла на входе – 70... 80°С, на выходе – 100 … 130 °С. Применяются масла с пониженной вязкостью: МК-6, МК-8. При понижении температуры окружающего воздуха вязкость этих масел меняется незначительно. Масляные системы ТВД по сложности и загруженности – нечто среднее между системами ПД и ТД. Отличительной особенностью здесь является редуктор, передающий большие мощности и требующий обильной смазки шестерен. Теплоотдача здесь выше, чем у ТРД (120 … 250 ккал/л.с·мин), но ниже, чем у ПД. Прокачка масла выше, чем у ТРД (добавляется прокачка через редуктор 0,45 … 0,72 л/л.с·ч), и составляет 8 … 12 см3/л.с·мин и дополнительно 3,5 л/мин на каждый подшипник. Масло должно быть повышенной вязкости (смесь 75 % МС-20 и 25 % МК-22). Обобщенные данные характеристик масляных систем приведены в табл. 12.2. Таблица 12.2 Основные характеристики

ПД

30…70 см3/л.с⋅мин 80 … 120 Теплоотдача в масло кал/л.с⋅мин Расход масла 6 … 12 г/ л.с⋅ч вход 60 … 70 °С Температура масла выход 105 … 125 °С Давление масла на 0,5 … 0,8 входе, МПа Прокачка масла

Вязкость и сорт применяемых масел

ТВД

ТРД

8…12 см3/л.с⋅мин + + 3,5 л/мин⋅подш.

120 … 350 кал/л.с⋅мин ≈1 г/ л.с⋅ч 70 … 80 °С 100 … 130 °С

20 … 40 кал/даН тяги⋅мин ≈1 г/ даН тяги⋅ч 70 … 80 °С 100 … 130 °С

0,1 … 0,4

0,1 … 0,4

γ100°С = 4 ост;

γ100°С = 6…8

γ100°С =

75 % МС-20 + + 25 % МК-22

=20 .. 25 ост; МС-20, МК-22

318

3,5 л/мин⋅подш.

ост; МК6, МК8, МС8

Схемы масляных систем В прямой схеме маслосистемы циркуляция масла происходит по схеме: маслобак–двигатель–радиатор–маслобак (рис. 12.12). Во внешнюю маслосистему входят: маслобак 1 со всей его арматурой, радиатор 12, маслопроводы всасывающей (бакдвигатель) и откачивающей (двигатель-радиатор-бак) магистралей, дренажный трубопровод 2, сливные трубы и краны 13, приборы для измерения давления 6 и температуры 4, 9 масла, их датчики и соединительные коммуникации. Масло из бака 1 через запорный кран 3 поступает к нагнетающему насосу 5 и закачивается в двигатель. Откачивающий насос 8 направляет масло в бак через фильтр 10 и радиатор 12, через перепускные клапаны 13 в случае, если проход масла через фильтр или радиатор затруднен или невозможен. Трубопровод всасывающей магистрали должен быть прямым, коротким и большого диаметра. Улучшение условий работы нагнетающего насоса 5 достигается также за счет установки бака выше насоса.

Рис. 12.12. Прямая схема маслосистемы: 1 – маслобак; 2 – дренажная система маслобака; 3 – запорный кран; 4 – термометр масла на входе; 5 – нагнетающий насос; 6 – манометр масла на входе; 7 – двигатель; 8 – откачивающий насос; 9 – термометр масла на выходе; 10 – фильтр; 11 – перепускной клапан; 12 – радиатор; 13 – сливной кран Запорный кран или клапан 3 предотвращает перетекание масла в неработающий двигатель. Целесообразно фильтр 11 устанавливать перед насосом 5, но это повысит сопротивление 319

всасывающей магистрали и снизит высотность. Фильтрация масла производится как во внутренней, так и во внешней маслосистемах. Во внешней маслосистеме устанавливаются сетчатые металлические фильтры: сетка на заправочной горловине и сетка у заборного штуцера маслобака. Появление металлической стружки на поверхности этих фильтров является первым признаком, позволяющим судить о нарушении нормальной работы двигателя. Участок от двигателя до маслобака является откачивающей магистралью. Производительность откачивающих насосов должна быть в 2 – З раза выше нагнетающего, чтобы не допустить скапливания масла и его эмульсии в картере двигателя. Радиатор 12 с перепускным клапаном 11 обеспечивают подготовку масла к повторному циклу работы. Перепускной клапан в откачивающей магистрали (чаще всего в самом радиаторе) устанавливается для предупреждения разрыва сот радиатора при низких температурах масла. По мере разогрева масла и уменьшения давления масла в системе клапан подключает радиатор (соты) к системе. Масло, поступающее в маслобак за счет отсоса насосом 8, включает пузырьки воздуха, которые удаляются через дренажную систему 2 или систему суфлирования двигателя, при этом устраняется выброс масла в атмосферу, уменьшается попадание в масло пыли и влаги. Контроль работы маслосистемы осуществляется по давлению и температуре на входе и выходе. Очистка масла от воздуха и газов предусматривается техническими требованиями: проходя через двигатель, масло насыщается воздухом, газами, а у ПД – парами топлива. Присутствие в масле воздушных пузырей: – ухудшает смазку подшипников из-за местных разрывов масляной пленки; – уменьшает производительность нагнетающего насоса и высотность маслосистемы; – ухудшает работу автоматов ВНШ, РПД и др.; – уменьшает охлаждающую способность масла. Большие воздушные пузыри быстро всплывают и отделяются от масла. Чем меньше размеры пузырей, тем труднее добиться их отделения. Пути уменьшения процентного содержания воздуха в масле: – производительность откачивающего насоса, способствующего насыщению масла воздухом, не следует слишком увеличивать по сравнению с нагнетающим; 320

– уменьшение сопротивления и понижение противодавления на линии откачки масла (мелкие пузырьки образуются за счет выделения из масла воздуха), которое происходит из-за повышенного давления на линии откачивающий насос – радиатор и в маслопроводе между радиатором и баком; – использование специальных воздухоотделителей, устанавливаемых в маслобаке, с помощью процесса коагуляции – укрупнения газовых частиц в двухфазной среде; – применение центробежных воздухоотделителей – центрифуг; – использование специальных присадок (обычно кремнийорганического происхождения), уменьшающих прочность поверхностей пленки пузырьков. Недостатки прямой схемы маслосистемы, затрудняющие очистку масла от воздуха и газа: – высокое противодавление, вызванное наличием радиатора в откачивающей магистрали; – низкая температура масла в баке, т.к. оно проходит через радиатор. Указанные недостатки можно устранить за счет откачки масла из двигателей непосредственно в бак и при установке радиатора на линии бак – нагнетающий насос двигателя. Такое расположение основных элементов маслосистемы называется обратной схемой. В обратной схеме маслосистемы циркуляция масла происходит по схеме (рис. 12.13): маслобак 1–радиатор 6–двигатель 11– маслобак 1. В бак попадает горячее масло, не прошедшее через радиатор; вязкость его низкая, и прямо пропорционально этому увеличивается скорость всплытия воздушных пузырьков того же диаметра. Из-за отсутствия радиатора на откачивающей магистрали резко уменьшается количество пузырьков малого диаметра (давление здесь уменьшается). Рост пузырьков среднего диаметра приводит к увеличению скорости их всплытия и выделения из масла; относительный объем воздуха, который не выделился из масла, в сравнении с прямой схемой уменьшается в 2…3 раза. Теплоотдача радиатора при протекании через него масла, очищенного от воздуха, увеличивается в сравнении с прямой схемой.

321

Рис. 12.13. Обратная схема маслосистемы: 1 – двигатель; 1 – маслобак; 2 – дренажная система маслобака; 3 – запорный кран; 4 – подкачивающий насос; 5 – фильтр; 6 – радиатор; 7 – перепускной клапан; 8 – термометр масла на входе; 9 – нагнетающий насос; 10 – манометр масла на входе; 11 – двигатель; 12 – откачивающий насос; 13 – термометр масла на выходе;; 14 – откачивающая магистраль; 15 – сливной кран Улучшается система регулирования охлаждения, т.к. масло поступает из радиатора непосредственно к нагнетающему насосу, однако для прокачки масла через радиатор необходим дополнительный насос 4. Вместе с тем благодаря установке перекачивающего насоса 4 увеличивается давление перед нагнетающим насосом 9 и повышается высотность на 7…8 км в сравнении с прямой схемой, достигая 10…12 км и выше. Уменьшение объема воздушных включений на входе в нагнетающий насос двигателя 9 увеличивает его производительность и высотность. Для повышения высотности маслосистем прямой схемы можно установить воздухоотделитель - центрифугу в линии откачки масла (рис. 12.14). Центрифугу устанавливают перед радиатором, при этом облегчается процесс отделения воздуха в горячем масле, улучшается теплоотдача радиатора (масло очищено от воздуха) изза повышения его плотности. По указанной выше схеме обеспечивается циркуляция масла в системах силовых установок большинства современных самолетов с ТРД, где установка центрифуг является правилом, а не исключением, как у поршневых двигателей. Рассмотренные выше маслосистемы относятся к типу одноконтурных. Они нашли применение преимущественно на летательных аппаратах с ПД и ТРД.

322

Возможность удовлетворительной очистки масла от воздуха с помощью центрифуги, без пропускания циркулирующего объема масла через маслобак, привела к созданию так называемых короткозамкнутых маслосистем (см. рис. 12.14). Масло в основном циркулирует по контуру двигатель – откачивающий насос 8 – центрифуга, 14 – радиатор, 12 – нагнетающий насос, 5 – двигатель. Пополнение двигателя маслом производится через центрифугу 14 и эжектор 15.

Рис. 12.14. Короткозамкнутая схема маслосистемы: 1 – маслобак; 2 – дренажная система маслобака; 3 – запорный кран; 4 – термометр масла на входе; 5 – нагнетающий насос; 6 – манометр масла на входе; 7 – двигатель; 8 – откачивающий насос; 9 – термометр масла на выходе; 10 – фильтр; 11 – перепускной клапан; 12 – радиатор; 13 – сливной кран; 14 – воздухоотделительцентрифуга; 15 – эжектор Такая система обеспечивает: – быстрый прогрев масла (по основному контуру циркулирует масло, минуя бак); – хорошую высотность (благодаря возможности создать давление после эжектора на входе в основной насос 5); – небольшую емкость маслобака, который является резервуаром для хранения масла, расходуемого центрифугой и двигателем, но бак не используется для охлаждения масла и не требуется большая поверхность радиатора, не увеличиваются его вес и габариты.

323

Высотность системы существенно повышается, если эжектор заменить подкачивающим насосом, что повышает избыточное давление перед нагнетающим насосом и исключает образование воздушных пробок на входе в насос. Подобные схемы маслосистем применяются в силовых установках с ТВД (Ил-18, Ан-12, Ан-24 и др.) Двухконтурная маслосистема (рис. 12.15) имеет подкачивающий насос 13 и два контура течения масла: основной и дополнительный. По основному контуру (нагнетающий насос 4 – двигатель 6 – откачивающий насос 7 – центрифуга 11 – радиатор 12 – нагнетающий насос 4) циркулирует 90% прокачиваемого масла и лишь 10% проходит для прогрева масла в баке через дополнительный контур (радиатор 12 – жиклер 16 – маслобак 1 – подкачивающий насос 13). Диаметр жиклера 16 подбирается из расчета отвода по нему ∼ 10% количества масла. Достоинства этой схемы аналогичны короткозамкнутой системе. Двухконтурные системы применяются в силовых установках самолетов Ту-114, Ил-62.

Рис. 12.15. Двухконтурная схема маслосистемы: 1 – маслобак; 2 – дренажная система маслобака; 3 – термометр масла на входе; 4 – нагнетающий насос; 5 – манометр масла на входе; 6 – двигатель; 7 – откачивающий насос; 8 – термометр масла на выходе; 9 – фильтр; 10 – перепускной клапан; 11 – воздухоотделитель–центрифуга; 12 – радиатор; 13 – подкачивающий насос; 14 – обратный клапан; 15 – сливной кран; 16 – жиклер 324

Особенности масляных систем СУ вертолетов Силовые установки вертолетов имеют две самостоятельные системы смазки: одну - для питания маслом двигателя, вторую – для смазки редукторов. Схема системы смазки двигателя вертолета аналогична рассмотренным выше одноконтурным масляным системам СУ самолетов. Редукторы несущих винтов вертолетов имеют большое передаточное отношение с целью понижения скорости вращения ротора двигателя до скорости вращения винта. Поэтому система смазки редуктора имеет особенности. Внешние участки масляных магистралей и радиаторы здесь обычно отсутствуют. Масло охлаждается в отстойнике редуктора при обдуве его потоком воздуха от специального вентилятора. Редукторы большой мощности имеют внешние участки маслосистем и воздушно–масляные радиаторы (рис. 12.16). Нагнетающий насос 4 забирает масло из холодного отсека 3 и подает его на смазку редуктора. Отработанное масло стекает из редуктора в горячий отсек 2 отстойника, откуда откачивается насосом 10 и подается в радиатор 11 для охлаждения. Из радиатора масло возвращается в «холодный» отсек. Работа системы контролируется по давлению масла нагнетающей магистрали, по t и p – в «холодном» отсеке и откачивающей магистрали. Заборный штуцер откачивающей магистрали приподнят, чтобы осталось масло до вынужденной посадки вертолета в случае потери герметичности откачивающей магистрали.

Рис. 12.16. Схема маслосистемы редуктора вертолетов: 1 – отстойник картера редуктора; 2 – «горячий» отсек; 3 – «холодный» отсек; 4 – нагнетающий насос; 5 – указатель температуры; 6 – манометр; 7 – фильтр; 8 – магистраль подачи масла к трущимся узлам редуктора; 9 – магистраль охлаждения масла; 10 – откачивающий насос; 11 – радиатор; 12 – указатель температуры; 13 – сливной кран 325

В промежуточных и хвостовых редукторах применяют автономные системы смазки с заправкой масла в редуктор. Масло к редуктору подается насосом, который с фильтром и предохранительным клапаном расположен в корпусе масляного агрегата редуктора. Гидравлический расчет маслосистемы Определяющим является расчет маслосистем на высотность, т. е. определяется высота, до которой нагнетающий насос обеспечивает потребную прокачку масла через двигатель. Путем расчета определяются необходимые диаметры трубопроводов, линии всасывания нагнетающего насоса, оцениваются параметры элементов систем, повышающие его высотность. Для обеспечения нормальной работы системы на заданной высоте определяют потребное давление на входе в нагнетающий насос масла: n

Рвх = Рн + ΔРб ± γмh ± ΔРi- ∑ Pr ≥Рвх min, i =1

где Рн – атмосферное давление на расчетной высоте; ΔРб – избыточное давление в баке; γм – удельная плотность масла; h – превышение уровня масла в баке над ПНД; ΔРi = niγмΣli – инерционные потери напора; n

∑ Pr

– гидравлическое сопротивление при движении по

i =1

магистрали. Избыточное давление в маслобаке создается за счет выделения воздуха из воздушно-масляной эмульсии, оно зависит от гидравлического сопротивления системы дренажа бака и определяется по зависимости 2 ⎞ ρVдр ⎛ lдр n ⎜ ⎟ , ΔPб = λ + ∑ ξмдр ⎜ d ⎟ 2 = i 1 др ⎠ ⎝

где λ, lдр, dдр – соответственно коэффициент сопротивления трения, длина и диаметр трубопровода дренажной системы; ξмдр – коэффициент местных потерь дренажной системы; ρ – плотность воздуха; Vдр – скорость движения воздуха. Обычно ΔРб = (1…2,5)⋅104 Па, повышение приведет к росту массы бака. Потери на преодоление гидравлического сопротивления: 326

n ⎛ l ⎞ γ м Vм2 ∑ Pг = ΔPтр + ΔPм = ⎜⎜ λ d + ∑ ξм ⎟⎟ 2g , i =1 i =1 ⎝ ⎠ n

где ΔРтр – сопротивление трения при движении масла по трубопроводам; ΔРм – местное сопротивление; λ – коэффициент сопротивления трению; l – длина трубопровода; d – внутренний диаметр трубопровода; ξм – коэффициент местных сопротивлений; Vм – скорость движения масла. Потери на гидравлическое сопротивление определяются, в основном, потерями на трение ΔРтр. Поток масла в трубопроводах ламинарный (вязкость большая, нет вихреобразований – очертания трубопроводов плавные). Для ламинарного режима движения масла 64 ν d , Re = м , к = 1,1 для обогреваемых (Re<<2300) λ = к γм Re трубопроводов и для гибких рукавов, к = 1,3 для металлических трубопроводов, приходящих через необогреваемые отсеки самолета. Местные сопротивления: ξм = 0,5 – выход из бака в трубопровод; ξм = 0,2…0,3 – дюритовое соединение; ξм = 1,2…1,3 – угольник; ξм = 1,5…2,5 – тройник; ξм = 1,7…2,0 – обратный клапан. Инерционные потери составляют ΔPi = ni γ м Σli , где ni – коэффициент перегрузки, действующей в направлении n

соответствующей

оси;

∑ li

–

суммарные

проекции

на

i =1

соответствующие оси всей длины магистрали. При пикировании ny = 1,6…0,4, при разгоне ny = 0,2…0,4 для самолета с ПД и ny = 0,8…1,2 для самолета с ТРД. Рвх min определяется кавитационными характеристиками насоса, примерные значения для насосов при нулевом содержании воздуха – 60…80 мм рт. ст. Определив Рвх, находим соответствующую этому давлению высоту Н.

327

Конструктивные элементы масляной системы Баки. В маслосистемах современных самолетов применяют мягкие и металлические баки. По конструкции они близки к топливным бакам. Мягкие баки выполняют из маслостойкой резины, покрытой капроновой тканью. Толщина стенки достигает 3…4 мм. Их помещают в контейнеры, воспринимающие нагрузку от баков и передающие ее на конструкцию самолёта. Металлические баки изготавливают из листов алюминиевомарганцевых сплавов типа АМг-М, АМц-М. Эти материалы допускают глубокую вытяжку, хорошо свариваются, эластичны, стойки против коррозии. Они подвешиваются на стальных лентах, стягиваемых тандерами. На баках выполняют рифления для предохранения лент от сползания. Под ленты подкладывают кожу, резину, войлок и др. В конструкции бака предусматриваются: заливная горловина, пеногаситель, сетка-фильтр, штуцеры питания, возврата масла в бак, масломеры. Заправка маслом – на 80…90 % емкости – обеспечивается расположением горловины. Мерная линейка определяет уровень масла. Внутри бака монтируются датчики дистанционных масломеров. Для отделения воздуха из масла используют: − лотковые воздухоотделители (рис. 12.17, а), работающие на принципе отстоя: масло направляют на наклонную поверхность лотка, расширяющегося книзу; иногда вместо лотка ставят сетку; масло через сетку сливается свободно, воздушные пузырьки задерживаются и разрушаются; высота бака меньше 350…400 мм;

Рис. 12.17. Масляные баки с лотковым (а) и центробежным (б) воздухоотделителями: 1 – маслобак; 2 – дренаж; 3 – подводящий трубопровод; 4 – лоток; 5 – центробежный колодец; 6 – кран слива − центробежные воздухоотделители–колодцы 5 (рис. 12.17, б): масло из двигателя поступает по касательной к стенкам колодца, под действием центробежных сил прижимается к стенке и выходит также 328

по касательной к стенке; воздух выходит сверху через окна или кольцевую щель; внутри колодца может быть сетка. Для обеспечения надежной работы при фигурных полетах, отрицательных перегрузках внутри баков устанавливают специальные устройства. Радиаторы. Предназначены для отвода тепла от охлаждаемой среды: масла, системы смазки двигателя, воздуха для наддува и кондиционирования кабин и т. д. Их типы: воздушно-масляные, топливно-масляные, водно-масляные, воздухо-воздушные и др. По конструкции наибольшее распространение получили сотовые радиаторы, состоящие из набора медных или латунных трубочек длиною 250…300 мм, диаметром 4…5 мм, толщиной стенки 0,1…0,2 мм (рис. 12.18, а), заключенные в латунный корпус. Концы трубочек на участке l = (2…3)d развальцовывают на шестигранник и герметично запаивают таким образом, чтобы между трубочками остались щели, по которым циркулирует горячее масло. Воздух внутри трубочек охлаждает масло. В конструкции радиатора имеются перегородки, разделяющие межтрубное пространство на секции. Поток масла по секциям меняет направление, что улучшает теплоотдачу. Ребра повышают жесткость конструкции радиатора. Перегородки улучшают теплоотдачу, повышают жесткость. Сотовые радиаторы удобны для ремонта (в случае течи заглушаются или заменяются трубочки, меньше гидравлическое сопротивление). Форма зависит от места установки.

Рис. 12.18. Сотовые (а) и трубчато-пластинчатые (б) радиаторы Другой тип – трубчато-пластинчатые радиаторы (рис. 12.18, б). Они состоят из ряда удобно обтекаемых трубок, изготовленных из алюминиевых сплавов и приваренных к пластинкам. Охлаждаемая жидкость течет по трубкам, воздух проходит между трубками и пластинами и охлаждает их. Такие радиаторы легче сотовых на 25%, они прочнее, надежнее, герметичность не зависит от сварки. Но их ремонт значительно сложнее.

329

Подвеска радиатора осуществляется на стальных или дюралевых лентах с амортизационными прокладками из фетра, резины, сукна. Радиатор устанавливают в туннель с регулируемой площадью выходного отверстия заслонкой (рис. 12.19).

Рис. 12.19. Туннельная установка радиатора: 1 – диффузор (↓V и p↑); 2 – радиатор; 3 – заслонка Гидравлический расчет на высотность предусматривает обеспечение минимально допустимого давления масла на входе в нагнетающий насос двигателя на данной высоте полета Pвх min , которое определяется по кавитационным характеристикам насоса.

Pвх min ∼ 60…80 мм рт. ст. (0,17…0,22 кг/см2; Для насосов ТРД 17…22 кН/м2) .

12.5. Воздухозаборники самолетов и вертолетов Воздухозаборники предназначены для забора и подвода необходимого количества воздуха к потребителю (воздушнореактивному двигателю, нагнетателю поршневого двигателя, воздушно-масляному радиатору и к другим агрегатам) на всех режимах полета ЛА и работы потребителей воздуха. Основные требования к воздухозаборникам: – гарантирование надежной работы двигателя на всех режимах эксплуатации ЛА; – обеспечение минимальных потерь кинетической энергии воздушного потока от входа в воздухозаборник до ТРД, ТВД и т. д., которые оцениваются коэффициентом σвх; – создание перед входом в двигатель равномерного поля скоростей, равномерного поля полного давления; – минимальное внешнее аэродинамическое лобовое сопротивление; – исключение неустойчивых режимов работы ВЗ – помпажа, зуда; – предотвращение образования льда на кромках ВЗ, защита двигателя от попадания посторонних предметов, исключение спутной заторможенной струи перед входом в ВЗ; – простая конструкция.

330

Потери, возникающие при сжатии воздушного потока во входном устройстве, оцениваются коэффициентом сохранения

Р1∗ ∗ полного давления σ вх = ∗ , где Р1 – полное давление на входе в Рн ∗ компрессор двигателя в конце ВЗ; Рн – полное давление адиабатически заторможенного потока (без потерь) на входе в ВЗ. ∗ Уменьшение σвх приводит к падению Р1 , снижению тяги двигателя, увеличению удельного расхода топлива. Обычно σвх = 0,85…0,95. В зависимости от компоновки ЛА различают такие ВЗ: − лобовые входные устройства, расположенные в передней части фюзеляжа или гондол двигателя (рис. 12.20,а); − боковые входные устройства, размещаемые на фюзеляже: полукруглые, плоские, кольцевые, они могут быть клиновидными, совковыми (рис. 12.20,б); Рис. 12.20. Варианты входных устройств − крыльевые, размещаемые в носовой части крыла вблизи фюзеляжа. В зависимости от скорости полета ЛА ВЗ могут быть дозвуковыми и сверхзвуковыми.

12.5.1. Дозвуковые воздухозаборники Дозвуковые воздухозаборники профилируют для дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростей М < 1,4 (рис. 12.21). Выполняются они в виде канала с изменяющейся площадью поперечного сечения, в котором происходит торможение воздушного потока. Этот канал должен быть расширяющимся диффузором. Тогда при движении воздуха по каналу Fx > Fe, Vx < Ve, Рx > Ре, т. е. скорость воздушного потока Рис. 12.21. Входной канал уменьшается, давление растет. С воздухозаборника ростом Fx скорость потока падает до 40…60 м/с, уменьшаются гидравлические потери, растет Рх, σвх = 0,96…0,98.

331

Возможные схемы течения воздушного потока показаны на рис. 12.22.

Рис. 12.22. Параметры воздушного потока при входе в воздухозаборник В схеме «а» имеет место внешнее торможение воздушного ∗ потока, что повышает Р1 – полное давление перед входом в компрессор, а также σвх. Варианты «б» и «в» снижают степень торможения воздушного потока, σвх ↓. Для основного расчетного случая полета (обычно Vmax или Vкрейс на расчетной высоте) выбирают вариант «а», Fе > Fн, Vс < Vн., часть работы ВЗ по торможению потока выполняется за счет внешнего торможения. Степень внешнего торможения определяется относительной скоростью Ve =

Ve , которую принимают равной 0,5…0,7 (меньшие Vн

значения могут вызвать большое разрежение на входной кромке ВЗ и снижение Мкр). При движении воздуха по диффузору интенсивность процесса торможения зависит от степени изменения площади сечения Fx: Fx↑, Vx↓, Рx↑. Выбирают Fx из условия Vx = 40…60 м/с, меньшие значения опасны срывом потока. Профилирование дозвукового воздухозаборника включает в себя: 1) определение площади входного сечения

Fe =

Gв ρсж , Ve

где Gв – расход воздуха через двигатель, кг/с; Vе – скорость воздуха на входе в ВЗ, м/с; ρсж – удельный вес с учетом сжимаемости, Н/м3,

ρсж = ρн [1 + 0,5Mн2 (1 − Ve2 )] ; 332

2) профилирование внешних обводов и входной кромки (рис. 12.23): а) угол притекания

β=

πк 1 − 1, 180 Ve

к ≈ 22…26;

22 – для круглых, 26 – для Рис. 12.23. Профилирование прямоугольных; внешних обводов Dм2 0 − Dr2 – расстояние б) L = и входной кромки 2 Дc tgβ от носка до цилиндрической части; Dм0 = Dм – 2δ, Dм = 1,2…1,3Dдвиг; Dдв – диаметр двигателя по компрессору; δ = (0,1…0,25)L выбирают по статистике. Внешний обвод профилируют по эллипсу; 3) профилирование с постоянными градиентами давления dP dV = const или скорости = const внутренних обводов диффузора; dx dx 4) профилирование воздушного канала ВЗ (рис. 12.24).

Рис. 12.24. Профилирование воздушного канала воздухозаборника: 1 – диффузор; 2 – воздухопровод; 3 – конфузор Участки внутреннего воздушного канала 2 должны быть прямолинейными для снижения потери напора. Конфузор предназначен для выравнивания поля скоростей и давления перед входом в потребитель воздуха. Компоновка воздухозаборника на ЛА Характеристики изолированного входного устройства могут существенно изменяться при неудачной его установке на самолете, вертолете. Взаимовлияние крыла, фюзеляжа может существенно исказить поле течения воздушного потока, уменьшить σвх, тягу двигателя, увеличить расход топлива. При наличии перед всасывающими устройствами, патрубками обтекаемых поверхностей и накопившегося на них пограничного слоя, 333

скорость в котором за счет трения резко падает, полный напор уменьшается, σвх падает. Возникает отрыв потока от стенки при его интенсивном торможении, что уменьшает степень повышения давления, ухудшает работу диффузора, понижает напор, σвх, приводит к росту гидравлического сопротивления. Развитой пограничный слой и неудачный его отвод или отсос, слив вызывают резкие толчки, снижение σвх, обратные толчки, пульсации, обратные токи в ВЗ, что может вызвать помпаж (пульсации) и "зуд" (более частые пульсации). При сверхзвуковом обтекании пограничный слой взаимодействует со скачками уплотнения и нарушает их четкость. Воздухозаборники всех современных самолетов и вертолетов должны иметь систему отвода (слива) пограничного слоя. Пограничный слой удаляется на поверхностях сжатия – конусе (клине), на внутренней поверхности обечайки ВЗ, образовавшейся на поверхности крыла, фюзеляжа и т.д. Влияние пограничного слоя можно устранить одним из следующих способов: − слив пограничного слоя, для чего ВЗ отодвигается от поверхности самолета; если ВЗ будет к поверхности фюзеляжа прилегать вплотную, то, например, при М ≈ 2 коэффициент σвх снижается на 25…30 %, тяга двигателя уменьшается до 45 %, удельный расход топлива возрастает на 15 % (рис. 12.25,а); − обвод пограничного слоя, для чего перед всасывающим патрубком устанавливается выступ – рассекатель воздушного потока (рис. 12.25,б); − отсос пограничного слоя с поверхности фюзеляжа, конуса, диффузора и т. д. в зону разрежения, в систему обдува выхлопной трубы и др.

Рис. 12.25. Слив (а) и обвод (б) пограничного слоя перед входом в воздухозаборник Место размещения ВЗ определяют таким образом, чтобы в ВЗ не попали аэродинамические вихри от других агрегатов и пограничный слой.

334

Воздухозаборники вертолетов выполняют часто с пылезащитными устройствами. На криволинейном участке воздушного канала воздушный поток закручивается сепаратором, и через специальный трубопровод удаляется пыль. Второй вариант: воздушный поток проходит через неподвижные лопатки, закручивается и более тяжелые частицы пыли смещаются к внешним стенкам, попадают в пылесборник и дополнительным вентилятором удаляются наружу.

12.5.2. Сверхзвуковые воздухозаборники При сверхзвуковых скоростях полета на некотором расстоянии от воздухозаборника образуется прямой скачок уплотнения, поверхность которого перпендикулярна направлению потока (рис. 12.26). По мере удаления от входного устройства скачок становится косым (2) и на значительном расстоянии от диффузора переходит в волну сжатия. За прямым скачком уплотнения скорость потока воздуха становится дозвуковой, и дальнейшее течение воздуха становится таким, которое рассмотрено для дозвуковых воздухозаборников. Чем больше число М полета, тем интенсивнее прямой скачок уплотнения, тем больше энергии переходит в тепло, которое безвозвратно рассеивается. Потери энергии приводят к падению полного давления проходящего через них воздуха, коэффициент сохранения полного давления σвх падает, давление на входе в компрессор двигателя уменьшается, снижается тяга, увеличиваются удельный расход топлива и масса СУ. С целью уменьшения потерь полного давления, повышения коэффициента восстановления давления торможение сверхσвх звукового потока осуществляется посредством различных систем косых скачков, которые заканчиваются слабым прямым скачком. Косой скачок уплотнения слабее Рис. 12.26. Скачки уплотнения прямого, и в нем меньше перед входом в воздухозаборник: потери давления. Зави1 – прямой скачок; 2 – косой скачок симость σвх от чисел М представлена на рис. 12.27, где σвх = (0,9…0,95)σск, где σск – коэффициент сохранения полного давления в системе скачков.

335

При относительно небольших сверхзвуковых скоростях полета (М ≤ 1,2…1,4) σвх остается высоким, потери давления малы. Поэтому при таких скоростях полета достаточно эффективно использовать Рис. 12.27. Зависимость сохранения схему дозвукового воздухополного давления в системе скачков заборника, у которого процесс торможения сверхот скорости полета звукового потока происходит на прямом скачке уплотнения, но входные кромки должны быть острыми. С ростом скорости полета (числа М) целесообразны двухскачковые диффузоры 2 (М > 2 – за первым косым скачком необходимо создать еще один косой скачок), трехскачковый диффузор 3 и т. д. Требуемую систему скачков уплотнения можно создать с использованием профилированного центрального тела (конуса – для круглых, полуконуса – для полукруглых, клина для плоских ВЗ), которое с ростом скорости (числа М) выдвигается навстречу потоку. Углы ступенчатого конуса (клина) выбираются таким образом, чтобы скачки уплотнения, которые возникают на его носовой части, были на расчетном режиме полета сфокусированы на передней кромке СВЗ. Принципиальная схема диффузора сверхзвукового воздухозаборника (с внешним сжатием) представлена на рис. 12.28.

Рис. 12.28. Принципиальная схема двухскачкового воздухозаборника: А – сверхзвуковой диффузор; В – дозвуковой диффузор; 1 – центральное тело; 2 – обечайка; 3, 4 – косые скачки; 5 – слабый прямой скачок; 6 – зона отсоса пограничного слоя 336

Двухскачковая система обеспечивает min Cx и максимальный поток входа воздуха в канал. С ростом М углы конусов скачков уменьшаются, косой скачок попадает внутрь ВЗ, что снижает σвх. Поэтому центральное тело выполняют регулируемым, выдвижным: М↑ – выдвигают, М↓ – вдвигают. При этом изменяется также и расход воздуха за счет изменения площади горла: М↑, ρ↑, F2↓. Для конического центрального тела это сделать просто. При увеличении числа М возрастают степень повышения давления воздуха в системе скачков и его плотность, так что при одновременном росте расхода воздуха требуется уменьшать площадь горла (рис. 12.29). При М↓ возникает необходимость увеличивать площадь горла. Следовательно, для конического центрального тела при М↑ конус выдвигается и F2 падает, и наоборот. Если не удается обеспечить равенство потребного расхода воздуха располагаемому, применяют дополнительные конструктивные меры по изменению площади горла: профилирование вставок (плоские воздухозаборники), изменение диаметра центрального тела (круглые воздухозаборники) и т. д.

Рис. 12.29. Регулирование площади горла сверхзвукового воздухозаборника В зависимости от положения косых скачков СВЗ делятся на 3 типа: – с внешним сжатием (рис. 12.30) – все косые скачки расположены снаружи ВЗ, σвх = 0,91 при М = 2,2; – с внутренним сжатием – все косые скачки расположены внутри ВЗ; при М = 2,2 σвх = 0,95; требуется сложное регулирование; должного применения не получили; – смешанного типа – косые скачки расположены снаружи и внутри ВЗ; при М = 2,2 σвх = 0,93; очень чувствительны к изменению режимов работы, целесообразны на однорежимных сверхзвуковых ЛА.

337

Рис. 12.30. Положение косых скачков в сверхзвуковых воздухозаборниках: а – с внешним сжатием; б – с внутренним сжатием; в – со смешанным сжатием Пример регулирования входного устройства сверхзвукового воздухозаборника показан на рис. 12.31.

плоского

Рис. 12.31. Регулирование входного устройства плоского СВЗ: 1 – неподвижный клин; 2 – подвижный клин; 3, 4, 5 – подвижные элементы для регулирования площади входа (Fг); 6 – шарнирные соединения; 7 – отверстия для отсоса пограничного слоя; 8 – слив пограничного слоя; 9 – противопомпажные створки; 10 – створки забора воздуха; 11 – обечайка ВЗ Регулирование осуществляется двухступенчатым клином (1, 2). Поверхность 1 – неподвижная к набегающему потоку, имеет малый угол клина, поверхность 2 - подвижная. Горло диффузора образовано подвижной поверхностью 3 и обечайкой 11. Элементы 2, 3, 4, 5 соединены шарнирами 6 между собой, что позволяет менять площадь Fг. На элементах 2, 3 есть перфорированные отверстия 7 для отсоса пограничного слоя. Если располагаемый расход воздуха превысит потребный при крайних положениях поверхностей 2, 3, 4, 5, то для устранения неустойчивой работы воздухозаборника (помпаж двигателя) открываются противопомпажные створки 9 и обеспечивается равенство расходов воздуха. При недостаточном 338

количестве воздуха открываются створки 10 (исключают зуд) на режимах малой скорости (взлет), при этом ступенчатый клин 2 убирается. Схема воздухозаборника смешанного сжатия (расчетный режим работы) показана на рис. 12.32. Регулирование геометрии сверхзвукового ВЗ Необходимо обеспечить согласование производительности системы скачков уплотнения, минимального сечения входного канала (площади горла) Fг, скорости и высоты полета, режимов работы двигателя, потребного расхода воздуха. Регулирование геометрии входного устройства ВЗ можно осуществлять:

Рис. 12.32. Схема воздухозаборника смешанного сжатия: 1 – внешние косые скачки; 2 – внутренние косые скачки; 3 – прямой скачок, замыкающий (за горлом) – продольным перемещением центрального конуса или клина; – изменением площади входа потока в ВЗ отклонением кромки обечайки; – использованием специальных систем перепуска воздуха из ВЗ в атмосферу путем открытия противопомпажных створок; –впуском дополнительного количества воздуха в канал диффузора, минуя горло, для увеличения пропускной способности диффузора и снижения в нем потерь при М < 1 и при взлете (исключается "зуд"). С уменьшением потребного количества воздуха для двигателя увеличивается давление на входе в компрессор, повышается противодавление, возникает головная волна, растет Сх, появляется помпаж – пульсации воздуха с чатотой 3…10 Гц. Открытие створок, установленных за горлом ВЗ, перепускает избыток воздуха в атмосферу и предотвращает помпаж. С ростом потребного количества воздуха в двигатель снижается давление воздуха перед компрессором (при взлете и небольших дозвуковых скоростях полета), потребная площадь горла 339

оказывается недостаточной (плотность воздуха в горле становится малой), потери давления растут, за горлом может произойти срыв потока, возникает "зуд" ВЗ. Он отличается от помпажа более высокой частотой пульсации воздуха – при "зуде" частота ∼ 100 Гц. Тогда помогают дополнительные вспомогательные створки, открытие которых подает дополнительное количество воздуха в двигатель, минуя горло.

12.6. Противопожарные системы самолетов и вертолетов Такие системы предназначены для сигнализации о возникновении пожара, его локализации и гашении. Возможность возникновения пожара при эксплуатации ЛА обусловлена такими факторами: - наличие на борту больших количеств горючих материалов; - самовоспламеняемость топлив и масел при попадании их на горячую поверхность двигателя и агрегатов силовой установки; - близкое расположение топливных баков от работающих двигателей; - нарушения правил пожарной безопасности; - летные и чрезвычайные происшествия; - повреждение электропроводки или разряд статического электричества. Мероприятия по повышению эффективности противопожарных средств включают в себя: - конструктивные мероприятия; - установку систем сигнализации и противопожарного оборудования; - заполнение топливных баков нейтральным газом. Конструктивные мероприятия, направленые на предотвращение условий возникновения пожара и его распространение: - использование для бытового оборудования кабин и салонов негорючих материалов; - удаление топливных и масляных баков из зон расположения нагретых частей двигателя; - проведение металлизации всех подвижных частей самолета или вертолета для предупреждения возникновения искры от разницы электрических потенциалов; - использование кисточных разрядников, стекателей статического электричества на конце крыла; - исключение скопления горючего и его паров в непредвиденных местах за счет дренажных отводов, продувок воздуха и т. д.; - использование в зонах гондол двигателей термостойкой изоляции электрических жгутов и шлангов; 340

- установка в гондолах двигателей противопожарных перегородок из титановых сплавов; - установка перекрывных противопожарных кранов топлива и масла; - крепление двигателей на пилонах под крылом или в хвостовой части фюзеляжа; - сбрасывание при пожаре двигателей, расположенных на пилонах. Необходимое противопожарное оборудование: - система сигнализации; - системы пожаротушения; - переносные огнетушители. Система сигнализации должна обеспечивать быстроту действия, надежную работу, многократность действия, простоту эксплуатации. Чувствительные элементы - датчики, реагирующие на максимальную температуру или скорость ее нарастания. Система пожаротушения показана на рис.12.33.

Рис. 12.33. Система пожаротушения: 1 - баллоны; 2 - трубопроводы; 3 – пиропатрон; 4 – обратный клапан; 5 – блок электромагнитных кранов; 6 - коллекторы По сигналу системы сигнализации срабатывают пиропатрон на баллоне огнетушителя и блок электромагнитных кранов 5, при этом огнегасящее вещество подводится в подкапотное пространство, к коллекторам-распылителям, расположенным в местах наиболее вероятной зоны пожара (турбина ТТД). Одновременно подается команда на пульт пожара или звуковую сигнализацию. Огнегасящее вещество препятствует поступлению к очагу пожара атмосферного кислорода. Двигатель должен быть отключен. В качестве огнегасящего вещества используют углекислоту состава 3,5: 70% бромистого этила и 30% углекислоты. Потребная концентрация бромистого этила в 35 раз меньше, чем у углекислот.

341

Для защиты кабин, пассажирских салонов, багажных отсеков используют датчики дыма, температуры и ручные огнетушители. Системы нейтрального газа (рис. 12.34) предназначены для подачи нейтрального газа в надтопливное пространство баков перед аварийной посадкой. На сверхзвуковых самолетах система нейтрального газа действует постоянно: нейтральный газ азот и углекислота поступают в топливные баки через калиброванные отверстия – жиклеры, обеспечивают необходимый расход газа и поддерживают давление 0,012…0,015 МПа. В аварийной ситуации при вынужденной посадке и давлении 0,015…0.02 МПа срабатывает сигнализатор давления и закрывает перекрывной кран.

Рис.12.34. Система нейтрального газа: 1 – баллон; 2 – редуктор; 3 – предохранительный клапан; 4 – вакуумный клапан; 5 – жиклер; 6 – перекрывной кран; 7 – дренаж бака; 8 – манометр; 9 – кран сообщения с атмосферой; 10 – топливный бак Недостатки системы нейтрального газа: - большой вес баллонов и системы в целом; - необходимость поддержания заданного температурного режима баллонов; - усложнения в системе регулирования расхода газа.

12.7. Противообледенительные системы (ПОС) Современные самолеты и вертолеты летают в самых разнообразных климатических условиях. Поэтому избегать встречи с зонами пространства, в которых может быть обледенение, практически невозможно. Обледенение представляет собой образование отложений льда на некоторых поверхностях агрегатов: во входных устройствах 342

воздухозаборников, в носовых участках крыльев, оперения, на входе компрессора двигателя, на лопатках первой ступени компрессора и т. д. Обледенение увеличивает массу ЛА, нарушает формы профилей, приводит к резкому увеличению Сх, снижению Су, снижению тяги двигателя и т. д. Необходимо создавать специальные средства защиты, т.е. противообледенительные системы. Возможные формы образования льда показаны на рис. 12.35. Рис. 12.35. Формы образования льда Способы борьбы с обледенением: механические; тепловые; физико-химические (жидкостные); комбинированные. Тепловые ПОС получили наибольшее распространение. Они подразделяются на воздушно-тепловые и электротепловые. В воздушно-тепловых системах используют тепловую энергию воздуха, отбираемого от компрессора двигателя. Горячий воздух температурой 70…2000С подается по трубопроводам в носовые части крыла, оперения, воздухозаборника, нагревает их поверхность и через специальные патрубки в конце крыла, оперения и т. д. выводится в атмосферу. Обогреваются также лопатки компрессора (воздух поступает внутрь лопаток). Недостатки воздушно-тепловой ПОС: - низкая эффективность при работе двигателя на режиме малого газа; - снижается мощность (тяга) двигателей, каждый процент отбираемого воздуха снижает мощность ТВД на 1,5…2%, повышает расход топлива на 1…1,5%, для ТРД - на 1%; - целесообразны только для дозвуковых воздухозаборников с радиусом закругления кромок более 6…8 мм. Электротепловые ПОС используют нагревательные элементы в виде тонкой укладываемой по секциям металлической фольги, токопроводящих лаков, ленточных нагревателей, проволок, в виде токопроводящих слоев резины. Для предохранения от механических повреждений и эрозии нагревательные элементы после закрепления на защищаемой поверхности закрывают снаружи накладкой. Электротепловые ПОС могут работать в постоянном или циклическом режиме. В циклическом режиме расход энергии снижается в 3…4 раза, лед частично тает и сбрасывается. Жидкостные ПОС основаны на принципе смачивания поверхностей, подверженных обледенению, специальными жидкостями. Жидкость препятствует сцеплению капель воды и кристаллов льда с защищаемой поверхности, снимает температуру 343

замерзания и др. Однако большой расход жидкости, малая эффективность не позволили жидкостным ПОС получить широкое распространение. Для воздушных винтов используют специальные кремнийорганические соединения, которые имеют небольшую силу сцепления со льдом. Поэтому ледяная корка после достижения определенной толщины сбрасывается центробежной силой. При эксплуатации топливных систем наблюдаются случаи обмерзания агрегатов и деталей, размещенных в баках и заборных магистралях. Авиационное топливо гигроскопично, образующиеся кристаллики льда в топливе закупоривают топливопроводы, выводят из строя фильтры. Наиболее простой здесь способ борьбы – добавление к топливу специальных присадок, увеличивающих растворимость воды в топливе (спирты, эфиры и др.). В транспортной авиации, особенно за рубежом, широко применяются подогрев фильтров в полете, вымораживание воды на складах ГСМ, подогрев топлива горячим воздухом или маслом. Механические ПОС удаляют лед обычным путем деформации поверхности с помощью эластичных накладок с камерами, которые раздуваются сжатым воздухом. Лед скалывается и удаляется. Электроимпульсные ПОС удаляют лед за счет периодического встряхивания обшивки: в местах возможного образования льда устанавливают специальные индукторы. Противообледенительные системы вертолетов, устанавливающиеся в носке лопасти: - воздушные; - спиртовые; - электротермические.

12.8. Выхлопные системы газотурбинных двигателей Эти системы предназначены для преобразования тепловой и потенциальной энергии газового потока в кинетическую, отвода газов за пределы самолета или вертолета с наименьшими тепловыми и гидравлическими потерями и для защиты элементов конструкции ЛА от нагрева. Выхлопные устройства двигателя таковы (рис. 12.36, а): - выхлопная труба 1 с внутренним конусом 2 и стойками 3 (конус 2 предотвращает резкое расширение газа за трубкой); - удлинительная трубка 4 для подвода газов к соплу 5 (реактивному насадку); - устройство реверса или девиации (отклонения) вектора тяги; - глушитель шума; 344

- система подачи воздуха для охлаждения конструкции; - форсажная камера (для двигателей с форсажем). Выхлопные устройства поставляются вместе с двигателем. Хвостовая часть фюзеляжа или гондолы двигателя должны профилироваться так, чтобы сопротивление на дозвуковой скорости было минимальным и при этом удовлетворялись требования сверхзвукового полета. При неудачном объединении сопла с хвостовой частью фюзеляжа большая площадь донного среза вызовет появление значительного донного сопротивления, которое может достичь 30% полного сопротивления самолета. Основным элементом выходного устройства является сопло. В зависимости от скорости истечения рабочего тела (газа) реактивные сопла делятся на дозвуковые и сверхзвуковые. Дозвуковые сопла предназначены для дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростей полета самолета, выполняются в виде сужающегося сопла с регулируемыми или нерегулируемыми реактивными насадками, с форсажной камерой или без нее (рис. 12.36).

Рис. 12.36. Выхлопные устройства двигателя Сверхзвуковые сопла применяют для самолетов со скоростями полета М > 1,5. Типичным сверхзвуковым соплом является сопло Лаваля (рис.12.37). В критическом сечении скорость газа достигает местной скорости звука, в расширяющейся части сверхзвукового сопла Лаваля за критическим сечением скорость газа продолжает Рис. 12.37. Сопло Лаваля расти, давление газа понижается. Для снижения потерь в зависимости от скорости полета М площадь среза сопла выполняется переменной, в ряде случаев изменяется и площадь критического сечения Fкр за счет изменения Dкр.

345

Регулируемые всережимные сопла Лаваля конструктивно осуществить сложно. Предпочтение здесь отдается эжекторным соплам и соплам с центральным телом (рис. 12.38). Эжекторные сопла образуют так называемый жидкий газовый контур с помощью потока, поступающего из атмосферы в подкапотное пространство. Этим термином называют границы газовой струи, Рис. 12.38. Эжекторное сопло: образованной воздухом, 1 - форсажная камера; 2 - гондола протекающим в зазоре с двигателя; 3 - поверхность между двигателем и гондонного эффекта; 4 - воздух долой. Этот воздух создает из системы обдува двигателя; для газовой струи граничные 5 - поверхность сопла при работе условия, близкие к условиям на нефорсажном режиме; течения внутри жестких 6 - поверхность сопла при работе стенок сопла Лаваля. В двигателя или форсажном режиме; зависимости от режимов 7 - жидкий газовый контур; работы двигателя жидкий 8 - шарнир; 9 - регулируемые створки контур меняет свой вид: на малых скоростях описывается кривой 5 , на больших – 6. При этом поверхность 3 данного среза уменьшается и потери тяги минимальны, на нефорсажном режиме потери тяги от донного эффекта доходят до 15…20%. Оптимальное решение - применение регулируемых створок гондолы двигателя, но при этом конструкция усложняется. Нормальная устойчивая работа сопла на всех режимах полета достигается применением регулируемого сопла путем его уширения. Изменения площади выходного и критического сечений в зависимости от условий эксплуатации, можно достигнуть перемещением внутреннего конуса или поворотом створок, образующих стенки сопла, перемещением внутренней иглы и поворотом створок, поворотом створок и вдуванием воздуха для изменения площади критического сечения и др. Основными элементами форсажной камеры являются: диффузор, стабилизатор пламени, собственно камера сгорания, устройство для впрыска топлива и реактивное регулируемое сопло. Диффузор служит для уменьшения скорости воздуха на входе в камеру до 120…200 м/с. В нем размещаются стабилизатор пламени (создает зоны обратных воздушных потоков) и форсунки 346

центробежного типа, обращенные навстречу набегающему потоку. Материал - жаропрочная сталь, которая снаружи охлаждается воздухом, внутри покрывается специальной эмалью. Если двигатель размещен в передней части гондолы, в передней или средней части фюзеляжа, то между двигателем и соплом устанавливают удлинительную трубу. Установка удлинительной трубы повышает массу конструкции, снижает тягу двигателя. Охлаждение воздухом с использованием эффекта эжекции выходит за пределы кожуха. Удлинительная труба должна быть прямолинейной, малой длины, крепится к выпускной трубе герметично, обеспечивая свободное перемещение при нагреве. Температура стенок составляет 550…650°С, их толщина 1 мм, они выполняются из жаростойкой стали и теплоизолируются, имеют бандажи. Выхлопные системы многих современных самолетов оборудованы реверсом тяги. Реверсирование тяги позволяет уменьшить длину пробега после посадки (на ТВД отрицательная тяга достигается реверсированием винтов). Реверсные устройства используют струю реактивного двигателя полностью или частично (при большой степени двухконтурности ТРДД используется только контур вентилятора). Реверсные устройства изменяют направление газового потока от 20 до 180°. Существуют два типа устройств реверса: - осуществляющие подвод газовой струи до среза основного сопла; - отклоняющие струю за срезом основного сопла. На первом типе специальные створки перекрывают путь газа к основному соплу, направляя его к отклоняющей решетке для поворота струи газа (рис. 12.39). Во втором типе створки реверса на режиме прямой тяги располагаются над соплом, образуя наружные отводы гондолы. При их выдвижении поток газа Рис.12.39. Устройство реверса тяги отклоняется вперед.

347

12.9. Системы запуска авиационных двигателей Запуск двигателя - это процесс перевода его из нерабочего состояния на режим малого газа. Продолжительность запуска составляет 30…120 с. Для снижения его продолжительности нужны мощные пусковые устройства, которые усложняют конструкцию и увеличивают массу. Запуск включает в себя: - раскрутку ротора двигателя; - подачу топлива в камеру сгорания; - воспламенение топлива; - вывод двигателя на режим малого газа. Элементы системы запуска: - пусковое устройство - стартер; - источник энергии для питания стартера; - пусковые топливные магистрали; - агрегаты зажигания и управления. Требования, предъявляемые к системам запуска: 1. Двигатель должен надежно запускаться на земле без дополнительной регулировки.

2. Запуск должен обеспечиваться на земле от бортовых или аэродромных средств при температуре от - 50°С до + 45°С. Допускается применение подогрева масла для облегчения запуска при низких температурах, подогрев двигателя и системы запуска для ТРД при t ниже - 40°С, для ТВД – ниже - 25°С.

3. Безотказный запуск двигателя в полете при преднамеренной или самопроизвольной (вследствие помпажа, «зуда» или других ненормальностей в работе без поломок его узлов и деталей) его остановке.

4. Запуск должен быть автоматизирован и система запуска должна включаться путем нажатия на пусковую кнопку, отключаться после выхода двигателя на режим малого газа и подготавливаться к следующему запуску.

5. Автономность и независимость при использовании бортовых источников питания, число последовательных запусков должно быть больше на единицу, чем число двигателей.

6. Быстрое прекращение процесса запуска, переключение питания пускового устройства с бортовых источников на аэродромные и наоборот. Пусковые топливные системы используют обычно бензин: он лучше испаряется.

348

Они включают в себя: бак для пускового топлива, подкачивающий насос, фильтр, редукционный клапан, магистраль, пусковой топливный насос, управляющее устройство, пусковые форсунки. Наличие двух топливных систем усложняет эксплуатацию. Широкое распространение получили пусковые топливные магистрали, в которых топливо – такое же, как и для двигателей. Система зажигания - высоковольтная, напряжение – 1200 15000 В или для свеч поверхностного разряда – 1200 - 1500 В. Этапы запуска. Раскрутка ротора ТРД при запуске осуществляется стартером и турбиной двигателя, которые участвуют в раскрутке не весь период запуска, а лишь на определенном этапе. В связи с этим запуск можно разбить на три этапа: I этап - от начала запуска до вступления в активную работу турбины при скорости вращения ротора n1 двигатель раскручивается только стартером; II этап - при изменении скорости вращения ротора от n1 до n2, когда происходит отключение стартера, ротор раскручивается стартером и турбиной.

III этап – от n2 до n малого газа стартер отключен и ротор двигателя раскручивается только турбиной. Относительные значения:

n1 = 7...15; n2 = 20...60; nMT = 30...80 об/с. Особенности системы запуска поршневых двигателей Располагаемая мощность поршневых двигателей при малых скоростях вращения коленчатого вала значительно выше, чем у ГТД. Это облегчает запуск ПД, для запуска достаточно сделать два-три оборота коллекторного вала со скоростью вращения 30…60 об/мин. При этом создаются условия для отдельных вспышек, и за 1 – 2 с двигатель выходит на режим малого газа. Наиболее сложные условия запуска создаются при низких температурах, когда масло загустевает. Иногда необходим подогрев масла. Потребная мощность стартера ПД составляет 1…1,5% от его номинальной мощности. Источники энергии для электрических стартеров - наземные и бортовые (аккумуляторные) батареи.

349

Бортовые – это аккумуляторные батареи или генераторы постоянного тока, роторы которых приводятся во вращение ТРД турбогенераторной установки. Авиационная аккумуляторная батарея имеет напряжение 24…27 В, вес около 30 кг, емкость – 28…56 а.ч. Для запуска ТТД большой тяги их нужно около 20. Большой вес и занимаемые объемы привели к отказу от них в пользу турбогенераторных установок. Они обеспечивают надежный запуск ГТД большой тяги, питаются тем же топливом, что и ТТД, но время запуска большое (вначале надо запустить саму турбогенераторную установку), их ресурс мал, возрастает пожарная опасность. Стартеры. Для раскрутки роторов двигателей применяют автономные электрические и механические стартеры. Электрические стартеры – инерционные, прямого действия. Механические стартеры бывают поршневые и турбинные, последние, в свою очередь, подразделяются на бескомпрессорные (воздушные, воздушнотепловые, парогазовые, пороховые) и компрессорные. Обычно стартеры воздействуют на ротор двигателя через муфту включения, воздушные стартеры передают сжатый воздух непосредственно в цилиндры ПД. Электрические стартеры для запуска ГТД имеют непосредственную связь через механическую передачу с ротором двигателя (прямого действия). Они рассчитаны на кратковременную работу, их мощность достигает 25 кВт. Для запуска ПД можно использовать инерционные стартеры: вначале раскручивается маховик стартера, затем он соединяется с коленчатым валом. Электрические стартеры надежны в работе, просты в управлении, их легко автоматизировать. Однако с ростом моментов инерции ротора ГТД их масса растет. Поршневые стартеры в виде двухтактных двигателей воздушного охлаждения использовались на ранних этапах развития ГТД. Компрессорные турбостартеры - малогабаритные высокооборотные ТТД, обладают значительной мощностью при малых габаритах, но у них большая продолжительность запуска (около 2 мин), они менее надежны, чем электрические, сложны по конструкции. Бескомпрессорные турбостартеры: а) воздушные применяют сжатый воздух, просты, надежны, у них большая мощность, малое время запуска, но нужен сжатый воздух; 350

б) воздушно-тепловые имеют подогрев сжатого воздуха, большую мощность (в камеры сгорания подается сжатый воздух и топливо), малый вес - зависимость от источника сжатого воздуха; в) парогазовые применяют пар и газ, сложны по конструкции: нужны резервуары с водой и сжатый воздух; г) пороховые используют энергию пороха; из-за высокой температуры газов распространения не получили. Управление двигателями. Стремление максимально разгрузить летчика привело к созданию управления двигателем, осуществляемого от одного рычага, через который происходит воздействие на подачу топлива. Управление авиационными силовыми установками производится: - ручным способом (управление режимами работы двигателей и реверсной тяги); - электродистанционным способом управления системами (запуска, топливной, масляной, охлаждения, противопожарной, противообледенительной). Управление двигателем сводится к управлению дроссельным краном, поворот рычага которого изменяет количество топлива, поступающего в камеру сгорания. Корректированные подачи топлива с изменением шага, высоты и скорости полета проводятся автоматически. На вертолетах управление дроссельным краном сблокировано с управлением общим шагом НБ (ручка шаг - газ). Контрольные вопросы 1. Типы авиационных двигателей.

2. Типы авиационных топлив.

3. Почему на поршневых двигателях применяют бензин, на газотурбинных – керосин? Каковы их достоинства и недостатки?

4. Системы крепления двигателей на самолете.

5. Способы уменьшения вибрации двигателя.

6. В чем особенности топливных систем без расходного бака?

7. В чем заключаются особенности топливных систем с расходным баком?

8. Для каких целей в топливных системах используется подкачивающий насос?

9. Как обеспечивается требуемая высотность топливной системы самолета?

10. Назовите типы топливных баков.

351

11. Для каких целей используется схема перекрестного питания двигателей?

12. Схемы систем смазки авиационных двигателей.

13. Как обеспечивается требуемая высотность масляной системы самолета?

14. Каковы конструктивные особенности радиаторов?

15. С какой целью в масляных системах используют воздухоотделители?

16. Воздухозаборники самолетов и вертолетов: назначение, требования, конструктивное исполнение.

17. В чем отличие сверхзвукового воздухозаборника от дозвукового?

18. Характеристика систем выхлопа авиационных двигателей.

19. Назначение противопожарных систем самолетов и вертолетов.

20. Укажите конструктивные меры повышения пожарной безопасности конструкции самолетов и вертолетов.

21. Состав противопожарных систем самолетов и вертолетов.

22. Назначение и типы противообледенительных систем самолетов и вертолетов.

23. Выхлопные системы авиационных двигателей.

24. В чем заключаются относительные особенности топливных систем с расходным баком и без него?

25. Как обеспечивается требуемая высотность топливной системы самолета?

26. Укажите конструктивные особенности радиаторов.

27. С какой целью в масляных системах используют воздухоотделители?

28. В чем отличие сверхзвукового воздухозаборника от дозвукового?

29. Почему применяю воздушные винты изменяемого шага?

30. Какие схемы вертолетов Вы знаете? Как обеспечивается управление вертолетом?

31. Какова роль автомата перекоса?

32. Почему лопасти вертолета имеют трехшарнирную втулку подвески?

33. В чем отличие лопастей с трубчатым и прессованным лонжероном?

34. Перечислите типы противообледенительных систем самолетов и вертолетов.

35. Как выполняется трансмиссия вертолетов?

352

13. ВЕСОВАЯ И ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ОЦЕНКА ПРОЕКТНЫХ И КОНСТРУКТИВНЫХ РЕШЕНИЙ В процессе проектирования ЛА и разработки конструкции его планера приходится решать противоречивые задачи снижения массы и аэродинамического сопротивления, снижения массы и стоимости, роста ресурса и уменьшения массы конструкции. Для оценки таких противоречивых задач, особенно на этапе внесения конструктивных изменений, воспользуемся приближенным методом градиентов взлетной массы, когда за критерий целесообразности принимаемых решений принимается взлетная масса. Снижение взлетной массы ЛА позволяет снизить стоимость его производства и эксплуатации. Допущения метода: – целевая нагрузка, ЛТХ на этапе внесения изменений в конструкцию на стадии проектирования или эксплуатации остаются неизменными; – вносимые в конструкцию изменения приводят к небольшим, не более 10…15%, изменениям взлетной массы; – частные изменения, если они вносятся одновременно, независимы.

13.1. Коэффициенты роста взлетной массы Пусть m0 исх – взлетная масса исходного самолета или вертолета. В процессе внесения изменений в конструкцию на стадии проектирования или эксплуатации (например, клепаная панель меняется на монолитную или слоистую, изменяется конструкционный материал, удлинение крыла и т.д.) изменяется масса конструкции на величину Δmк. Это приводит к изменению массы шасси, силовой установки, оперения, топлива, крыла и т.д., т.е. взлетная масса нового самолета составит m0=m0 исх±Δmк±Δmш±Δmсу±Δmоп±Δmкр±Δmт±…=m0 исх±Δmдоп, (13.1) где Δmдоп – изменение взлетной массы ЛА, вызванное изменением массы конструкции узла, детали, агрегата на величину Δmк. ∂m0 – коэфМожно записать Δmдоп m=χmΔmк, где χm = ∂Δm доп m фициент роста взлетной массы ЛА в связи с изменением массы конструкции за счет ее модификации, т.е. изменение массы конструкции на 1 кг (χm=Δmдоп m при Δmк=1 кг). Тогда взлетная масса модифицированного ЛА m0=m0 исх±χmΔmк.

(13.2) 353

Коэффициенты роста взлетной массы χm оказываются стабильными для данного класса самолетов (табл. 13.1). Таблица 13.1 χm Тип пассажирского Практическая самолета дальность, км (Р0, P0 )=const (Sкр, P0)=const Местных авиалиний 600…1200 2,1…2,2 1,5…1,6 Средний 1600…22000 2,3…2,6 1,7…1,8 магистральный Тяжелый 4500…5500 3,2…3,8 2,2…2,6 магистральный Сверхзвуковой 6000…6500 8…10 3,5…4,0 m g Здесь p 0 = 0 – удельная нагрузка на крыло, Sкр – площадь Skp P крыла, Р0 – стартовая тяга двигателя, P0 = 0 – стартовая m0 g тяговооруженность. На этапе эскизного проектирования и предварительных P0 принимаются обычно постоянными, изысканий Р0 и эффективность модификации здесь выше. При модификации серийного самолета на стадии эксплуатации (Sкр = const, Р0 = = const) эффективность конструктивных изменений снижается. Аналогично могут быть определены коэффициенты роста взлетной массы за счет изменения в процессе модификации аэродинамического качества ЛА χк, сопротивления χСх0, ресурса χТс, стоимости χСс. Тогда изменение взлетной массы составит:

Δmдоп к=χкΔк; Δm доп Сх0=χСх0Δ Сх0; Δmдоп Тс=χТс Δ Тс; Δmдоп Сс=χСсΔ Сс. Примерные значения χк приведены в табл. 13.2.

Тип пассажирского самолета Местных авиалиний Средний магистральный Тяжелый магистральный Сверхзвуковой

χ к,

кг/ед. кач

Таблица 13.2

(Р0, P0 )=const

(Sкр, P0)=const

-(300…700)

-(200…400)

-(2500…3000)

-(1700…1900)

-(14000…19000)

-(700…9000)

-(60000…70000) 354

-(30000…35000)

13.2. Оценка проектных и конструкторских решений

Любые проектные и конструкторские решения считаются целесообразными, если в процессе модификации взлетная масса самолета уменьшается или, в крайнем случае, не растет, т.е. n

∑ Δm доп i ≤ 0. i =1

Тогда условия целесообразности конструктивных изменений таковы: 1. При изменении массы конструкции с целью изменения качества (или наоборот) Δmдоп m+Δmдоп к≤0 или χmΔ mк+χкΔ к≤0.

(13.3) Тогда

⎛χ ⎞ Δmк ≤ −⎜⎜ к ⎟⎟Δк ⎝ χm ⎠

–

весовой

эквивалент

аэродинамического качества, оценка аэродинамической массы, допустимый прирост массы агрегата, детали, узла конструкции самолета, который можно допустить при росте качества на величину Δ к. Рассмотрим пример (рис. 13.1). Целесообразно ли выполнить на сверха б звуковом пассажирском Рис. 13.1. Неотклоняемый (а) и самолете «Конкорд» отклоняемый (б) носки фюзеляжа (Ту-144) отклоняемый сверхзвукового пассажирского самолета носок фюзеляжа на посадке и взлете? Аэродинамические продувки показали, что качество самолета в варианте 2 на крейсерском режиме полета повышается на 0,64, т.е. ∆к = 0,64. Отклонение носка на взлете и посадке для обеспечения видимости взлетной полосы может быть обеспечено за счет конструктивных мероприятий (наличие узла поворота носовой части и механизма привода), что приводит к росту массы конструкции Δ mк=1 т. Определим допустимый уровень роста массы конструкции, если Δк = 0,64, Δ mк = 1 т. В нашем случае χк = -70000, χm = 10, Δк = 0,64, тогда условие целесообразности модификации получит вид согласно соотношениям (13.3): 355

10⋅1000 - 70000⋅0,64 = 10000 - 44800 = -34800 < 0. Следовательно, условие целесообразности модификации выполняется: допустимый прирост массы конструкции составляет 34800 кг, фактический - 1000 кг.

2. При изменении массы конструкции с целью снижения ΔСхо Δmдоп m + Δmдоп Схо ≤ 0, χmΔ mк + χсхо ΔСхо ≤ 0. (13.4) Весовой эквивалент аэродинамического сопротивления

Δmк = −

χ Cχ0 χm

ΔC Χ 0 .

3. При изменении массы конструкции с целью роста ресурса ΔТс Δmдоп m+Δmдоп Тс≤0, χmΔ mк+χТсΔ Тс≤0.

(13.5) Весовой эквивалент ресурса конструкции составит

Δmк = −

χ Tc ΔTc . χm

4. При изменении массы конструкции и ее стоимости

Δmдоп m+Δmдоп Сс≤0, χmΔ mк+χСсΔ Сс≤0. Весовой эквивалент стоимости – Δmк = −

χ Cc ΔCc . χm

(13.6)

Контрольные вопросы

1. Целесообразна ли замена стального болта из 30ХГСА стоимостью 2 грн/кг на болт из титана ВТ-14 стоимостью 25 грн/кг, если масса уменьшится на 26%? Для гражданских самолетов (m0≥160 т) такая замена целесообразна.

2. Выгодно ли в конструкции крыла пассажирского самолета применять монолитные панели, если они легче клепаных на 8…10%, но дороже в 2,5…4 раза?

3. Как оценить целесообразность принятия конструктивных и проектных решений? В чем заключается особенность метода градиентов взлетной массы?

4. Запишите соотношения оценки принимаемых решений. Каков физический смысл коэффициентов роста взлетной массы?

5. Укажите перспективы развития магистральных пассажирских и транспортных самолетов. Какие пути снижения расхода топлива Вам известны?

356

14. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ДОЗВУКОВЫХ МАГИСТРАЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ В ближайшее десятилетие, как и сегодня, большая часть воздушных перевозок пассажиров и грузов будет обеспечиваться экономичными дозвуковыми пассажирскими транспортными самолетами. Техническое совершенство гражданских самолетов определяется прогрессом: – в аэродинамической компоновке самолета; – в силовой установке самолета; – в разработке новых материалов и авиационных конструкций; – во внедрении современного оборудования и систем управления. Направления улучшения аэродинамики: – проектирование крыла большого удлинения с утолщенным сверхкритическим профилем; – обеспечение снижения сопротивления трению и индуктивному сопротивлению; – повышение аэродинамического качества при крейсерской скорости полета за счет роста λ, уменьшения сопротивления трения и интерференции; – улучшение взлетно-посадочных характеристик. Технический прогресс в силовых установках определяется разработкой высокоэкономичных турбореактивных двухконтурных двигателей с большой и сверхбольшой степенью двухконтурности, снижением массы двигателя, снижением удельных расходов топлива, разработкой двигателей большой тяги. Технический прогресс в авиационных конструкциях связан с широким внедрением композиционных материалов и усовершенствованных сплавов, применением новых конструктивных решений, улучшением технологии производства. Значительный прогресс достигнут в системах управления самолетом: – разрабатываются новые интегральные электродистанционные системы управления, включающие в себя управление аэродинамическими поверхностями, двигателем и другими агрегатами самолета; – совершенствуются системы улучшения устойчивости и управляемости, активные системы управления нагрузками; – бортовые системы обеспечивают оптимизацию режимов полета и перекачку топлива для изменения центровки.

357

Это позволит повысить надежность и безопасность, обеспечить снижение расходов топлива и эксплуатационных расходов, упрощение технического обслуживания, удешевление производства, решение проблем среды и экологии. Новые самолеты семейства Ту-204, Ту-334, Ан-148, Як-242 будут иметь экологические показатели на 20…30% лучше.

14.1. Возможности улучшения топливной эффективности и себестоимости перевозок Показатель топливной эффективности магистральных пассажирских самолетов, характеризующий расход топлива при полете на техническую дальность с максимальной пассажирской нагрузкой отражает прогресс в различных направлениях авиационной науки и техники (рис. 14.1).

Рис. 14.1. Показатели топливной эффективности В настоящее время расход топлива при перевозке пассажиров воздушным транспортом сравним по величине с соответствующим показателем при перевозке пассажиров в легковом автомобиле. Однако возможности технического прогресса в гражданской авиации далеко не исчерпаны в аэродинамическом качестве, в конструкции самолета, материалах, системах управления, двигателях. Современные ТРДД 4-го поколения отличаются высокой степенью двухконтурности y=5…6, высокой температурой газа на входе в турбину 1300…1400 К. ПС-80 А (Ту-204, Ил-96-300) и Д18Т (Ан-124, Ан-225, Ан-70) имеют низкий удельный расход топлива на крейсерском режиме 0,58…0,6 кг/даН тяги в 1 час. В перспективе произойдет уменьшение удельного расхода топлива на 15…20% за 358

счет совершенствования двигателей (y =10…20, Тк=2500…1550 К, повышение давления в компрессорах применения ТВВД). Однако применение ТВВД связано с трудностями разработки технологии изготовления высоконагруженных винтов из КМ, обеспечения прочности и ресурса винтов, защита пассажиров от шума винтов. Наиболее вероятное применение ТВВД – на транспортных самолетах. Второе главное направление улучшения топливной эффективности связано с аэродинамикой. Применение сверхкритических профилей позволило иметь большую относительную толщину, вплоть до c =15…12…10%, при Vкрейс=800…870 км/ч, на 40…50% увеличить удлинение крыла при сохранении прочности и веса конструкции. Повысили качество с К=15 (Ил-86, В-727, Ту-154) до 17 А300, А310, до 18…20 Ту-344, Ил-96-300, В-767, Ан-124, А340. Для уменьшения профильного сопротивления целесообразны поверхности крыла двойной кривизны в центральной части (здесь раньше начинается волновой кризис). Важными составляющими являются сопротивление трения и так называемое вредное сопротивление за счет стыков, шероховатостей, выступающих деталей, неровностей. Обычно каждый процент роста вредного сопротивления снижает качество на 0,1. В ЦАГИ разработан стандарт на качество внешней поверхности самолетов, предусматривающий снижение вредного сопротивления с 10…8 до 3…5% от минимального сопротивления. Перспективна искусственная и естественная ламинаризация обтекания, особенно для самолетов небольших размеров со специальными профилями. При хорошей отделке поверхности можно ожидать ламинарный характер течения в пограничном слое на профиле вплоть до середины хорды. Искусственная ламинаризация за счет отсоса пограничного слоя требует энергетических затрат и повышает массу конструкции, усложняются конструкция и эксплуатация. Предпочтительно комбинированное УПС: отсос в области передней кромки стреловидного крыла (∼ 20% хорды) и благоприятного отрицательного градиента давления на поверхности крыла, протяженность ламинарных участков можно получить до 60…70% хорды. Снижение турбулентного трения фюзеляжа связано с использованием на поверхности специальных продольных канавок – риблет (рис. 14.2).

359

Рис. 14.2. Снижение турбулентного трения Позволяют снизить сопротивление трению на 6…10%, предполагается использование специальных рифленых пленочных покрытий. Важной задачей является обеспечение прочности, надежности, ресурса. Улучшение весового совершенства достигается использованием новых материалов с более высокими характеристиками прочности, прогрессом в методах проектирования и в области технологии (длинноразмерные панели, профили, плиты, напряженный крепеж, сотовые конструкции, композиционные материалы и др.) Длинноразмерные панели позволяют снизить массу конструкции на 1%, сотовые конструкции дают экономию в массе 1…1,5 т на 1000 м2 площади конструкции, напряженный крепеж в 3…4 раза увеличивает срок службы болтовых и заклепочных соединений. Композииционные материалы (КМ) на первых этапах внедрения используются в конструкциях легко контролируемых и допускающих замену (полы, балки пола, перегородки, щитки, ряд элементов крыла и оперения). Следующий этап – изготовление из КМ щитков, элеронов, закрылков, целиком ВО и ГО, кессона крыла. Сейчас доля КМ - 10…20%, в перспективе более широкое внедрение КМ, алюминиево-литиевых сплавов, других материалов позволит снизить массу конструкции на 20…30% (табл. 14.1, рис. 14.3). Таблица 14.1 Использование КМ в конструкции Масса m0 max, т m констр, т m км, т доля км, %

Самолеты А-300 А-310 165 150

Ту-204 93,5

Ил-96-300 230

А-320 72

А-340 235,5

29,4

65

51

44,7

20,8

76

3,2

4,02

6,2

6,2

4,5

11

13

6,2

12,1

13,8

22,5

14,5

360

Переход на малые запасы устойчивости благодаря новым системам управления позволит повысить степень продольной статической устойCy

чивости (- m z =0,01…0,05),

уменьшить Yго, Сх оп, mопер, повысить к на 0,3…0,5. С целью повышения топливной эффекРис. 14.3. Использование материалов в тивности и снижения конструкции ЛА себестоимости перевозок КБ предусматривают модификации на основе базового варианта: увеличение дальности, коммерческой нагрузки и т.д. Примеры: Ил-96, Ан-148.

14.2. Перспективы увеличения крейсерской скорости полета Сейчас Vкрейс=800…870 км/ч, М=0,75…0,79, профили сверхкритические. ЦАГИ совместно с КБ С.В. Ильюшина разработали новое сверхкритическое крыло с c =10% и χ1/4=35°. Оно имеет лучшие аэродинамические характеристики, чем стреловидные крылья: χ=37,5° и c =8% В-747: М=0,85, λ выше, кmax выше, кmax М существенно выше, ΔМкр=0,06, повышаются Vкрейс, L по сравнению с исходным крылом, снижается Се грн/пасс км с 23,5 (Ил-96-300) до 22 (М=0,82) при М=0,85, Се=0,22…0,23.

14.3. Дальнейшее увеличение пассажировместимости и массы Прогноз: объем пассажирских перевозок в мире к 2015 г. удвоится, возрастет численность парка гражданских самолетов. Многие крупные аэропорты мира достигли предела пропускных способностей, отсюда – интерес к самолетам с повышенной пассажировместимостью. Прогноз для ближних магистральных самолетов: пассажировместимость будет изменяться незначительно (130…140 мест), среднее число мест в дальних магистральных 361

самолетах увеличится на 30% и составит в 2010 г. более 500(А -380, В - 777). Рост размеров (В-787 - Дор=8,5 м, Lкр=80 м) заставит крыло складываться на стоянке, т.е. происходит поворот части консоли. Компоновка – трехпалубная: две – для пассажиров, нижняя – для грузовых контейнеров; L - до 10…13 тыс. км, прямые эксплуатационные расходы для больших L снизятся на 15% по сравнению с В-747 за счет прогресса в технологии планера и двигателя. Число двигателей – 4, m0=400…550 т, тяга двигателей на взлете - 30 т и более. Могут быть 3 или 2 двигателя большой тяги – 30…40 т. Предпочтительна нормальная аэродинамическая схема. Может быть схема типа «летающее крыло», где Кmax=25…30, Се=14…15 грн/пасс. км, но здесь масса проблем по безопасности и эксплуатации, устойчивости и управляемости, посадки и высадки пассажиров, аварийного покидания самолета и др. Контрольные вопросы 1. Какие пути улучшения аэродинамики Вам известны?

2. За счет чего выгодно повысить топливную эффективность самолета?

3. Перечислите пути естественной и искусственной ламинизации обтекания профиля крыла и снижения турбулентности при обтекании фюзеляжа.

4. Каковы пути улучшения весового совершенства перспективных магистральных самолетов и вертолетов?

5. Почему в перспективных самолетах растут пассажировместимость и взлетная масса?

362

Библиографический список 1. Конструирование агрегатов и систем вертолетов.: учеб. пособие / К.Ю. Вишняков, В.Н. Доценко, Я.С. Карпов и др. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2005. – 324 с.

2. Кривцов В.С. Основы аэрокосмической техники: учебник для вузов / В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.Н. Федотов.. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т». - Ч. 1. – 2003. – 620 с. - Ч. 2. – 2004. – 901 с.

3. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: учебник. – М.: Машиностроение, 2005. – 406 с.

4. Малашенко Л.А. Проектирование элементов конструкций летательных аппаратов заданной надежности / Л. А. Малашенко. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 1996. – 96 с.

5. Справочная книга по расчету самолета на прочность / М.Ф. Астахов, А.В. Караваев, С.Я. Макаров, Я.Я. Суздальцев. – М.: Оборонгиз, 1954. – 702 с.

6. Арсон Л.Д. Оценка прочности конструкций / Л.Д. Арсон, Л.А. Малашенко, В. М. Сапожников. – М.: Машиностроение, 1974. – 115 с.

7. Богуслаев В.А. Общее проектирование вертолетов / В.А. Богуслаев, В.С. Кривцов, Л.И. Лосев. – Запорожье: ОАО «Мотор Сич», 2001. – 324 с.

8. Бабушкин А. И. Методы сборки самолетных конструкций / А.И. Бабушкин. – М.: Машиностроение, 1985. – 248 с.

9. Беспилотные летательные аппараты / под ред. Л.С. Чернобровкина. – М.: Машиностроение, 1964. – 115 с.

10. Гиммельфарб А.Л. Основы конструирования в самолетостроении / А.Л. Гиммельфарб. – М.: Машиностроение, 1980.

– 367 с.

11. Гладкий В.Ф. Вероятностные методы проектирования конструкций летательных аппаратов / В.Ф. Гладкий. – М.: Наука, 1982.

– 115 с.

12. Гребеньков О.А. Конструкция самолетов / О.А. Гребеньков.

– М.: Машиностроение, 1984. – 240 с.

13. Далин В.Н. Конструкция вертолетов: учебник / В.Н. Далин, С.В. Михеев. – М.: МАИ, 2001. – 352 с.

14. Домотенко Н.Т. Авиационные силовые установки / Н.Т. Домотенко, А.С. Кравец. – М.: Транспорт, 1970. – 352 с.

363

15. Кривцов В.С. Общее проектирование вертолетов: учебник / В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, Л.И. Лосев. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. – 344 с.

16. Конструкция и прочность самолетов и вертолетов / В.Н. Зайцев, Г.Н. Ночевский, В.Л, Рудаков и др. – М.: Оборонгиз, 1963. – 264 с.

17. Курочкин Ф.П. Основы проектирования самолетов с вертикальным взлетом и посадкой / Ф.П. Курочкин. – М.: Машиностроение, 1982. – 264 с.

18. Лизин В.Г. Проектирование тонкостенных конструкций / В.Г. Лизин, В.А. Пяткин. – М.: Машиностроение, 1985. – 248 с.

19. Макаревский А.И. Основы прочности и аэроупругости летательных аппаратов / А.И. Макаревский, В.М. Чижов. – М.: Машиностроение, 1962. – 238 с.

20. Малашенко Л.А. Проектирование конструкций летательных аппаратов с учетом случайных факторов: учеб. пособие / Л.А. Малашенко. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2009.

– 103 с.

21. Малашенко Л.А. Вероятностно-статистическая оптимизация конструкций летательных аппаратов с учетом случайных факторов / Л.А. Малашенко, Д.С. Кива. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 1997. – 40 с.

22. Малашенко Л.А. Надежность сборных авиационных конструкций летательных аппаратов, спроектированных по нормированным значениям коэффициента безопасности / Л.А. Малашенко, Е.С. Никоненко // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского «ХАИ». – Вып. 34. – Х., 2007. – С. 36 – 41.

23. Михеев Р.А. Прочность вертолетов / Р.А. Михеев. – М.: Машиностроение, 1996. – 240 с.

24. Никитин Г.А. Основы авиации: учебник для вузов / Г.А. Никитин, Е.А. Бананов. – М.: Транспорт, 1984. – 261 с.

25. Никифоров Г.Н. Конструкция самолетных агрегатов / Г.Н. Никифоров, Г.В. Котылев. – М.: Машиностроение, 1989. – 246 с.

26. Основы общего проектирования самолетов с газотурбинными двигателями: в 2 ч.: учебник / П.В. Балабуев, С.А. Бычков, А.Г. Гребеников и др. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. – Ч 1. – 454 с. – Ч. 2. – 390 с.

27. Павленко В.Ф. Вертикальный взлет и посадка / В.Ф. Павленко. – М.:ДОСААФ, 1968. – 111 с.

364

28. Павленко В.Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки / В.Ф. Павленко. – М.: Машиностроение, 1972. – 282 с.

29. Проектирование конструкций самолетов: учебник / Е.С. Войт, А.И. Ендогур, З.А. Мелик-Саркисян, И.М. Плявдин.– М.: Машиностроение, 1987. – 416 с.

30. Проектирование самолетов: учебник для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. / под. ред. С.М. Егера. – 3-е изд. – М.: Машиностроение. 1987. – 816 с.

31. Рыженко А.И. Живучесть авиационных силовых установок / А.И. Рыженко, В.С. Кривцов. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2004. – 659 с.

32. Селихов А. Ф. Вариационные методы в расчетах прочности самолета / А. Ф. Селихов, В. И. Чижов. – М.: Машиностроение, 1987. – 237 с.

33. Семенчин В.А. Аэродинамика и динамика полета / В.А. Семенчин, В.А. Захаренко, В.В. Чмовж. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. – 381 с.

34. Синькевич М.В. Автоматизированное конструирование деталей, узлов и агрегатов самолета / М.В. Синькевич, Л.А. Малашенко, П.В. Балабуев. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 1992. – 56 с.

35. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность. – М.: Машиностроение, 1984. – 176 с.

36. Холявко В.И. О влиянии технологических отклонений на аэродинамические характеристики крыла самолета /В.И. Холявко, А.И. Бабушкин, Л.А. Малашенко// Проектирование самолетных конструкций и их соединений: темат. сб. науч. тр. Харьк. авиац. ин-та.

– Х., 1986. – С. 38 - 46.

37. Хертель Г. Тонкостенные конструкции / Г. Хертель. – М.: Машиностроение, 1965. – 588 с.

38. Фигуровский В.Н. Расчет на прочность беспилотных летательных аппаратов / В.Н. Фигуровский. – М.: Машиностроение, 1973. – 357 с.

39. Тейлор Д. Нагрузки, действующие на самолет / Д. Тейлор.

– М.: Машиностроение, 1971. – 372 с. А.П. Абибов, 40. Технология самолетостроения / Н.М. Бирюков, В.В. Бойцов и др. – М.: Машиностроение, 1982. – 551 с.

41. Проектирование деталей и узлов отечественных самолетов. / В.И. Рябков, А.А. Кобылянский, А.Г. Лебединский, М.В. Синькевич. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1987. – 102 с.

42. Шульженко М.Н. Конструкция самолетов / М.Н. Шульженко.

– М.: Машиностроение, 1965.- 588 с.

365

Учебное издание

КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ

Редактор Л.А. Кузьменко

Св. план, 2010 Подписано в печать 20.09.2010 Формат 60×84 1/16. Бум. офс. № 2. Офс. печ. Усл. печ. л. 20,3. Уч. - изд. л. 22,87. Т. 300 экз. Заказ 272. Цена свободная ___________________________________________________________ Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского "Харьковский авиационный институт" 61070, Харьков-70, ул. Чкалова, 17 httр://www.khai.edu Издательский центр “ХАИ” 61070, Харьков-70, ул. Чкалова, 17 izdat@khai.edu