Проектно-технологические и управленческие функции по конструкции самолета. Правила их формирования

Министерство образования Российской Федерации Ульяновский государственный технический университет

П. М. Попов, О. Ф. Соколова

Проектно-технологические и управленческие функции по конструкции самолета (ЛА). Правила их формулирования

Рекомендовано учебно-методическим объединением высших учебных заведений Российской Федерации по образованию в области авиации, ракетостроения и космоса в качестве учебного пособия для студентов, обучающихся по направлению подготовки дипломированных специалистов 652100 - Авиастроение

Ульяновск 2002

2

УДК 621.96/98 (075.08) ББК 32965 Я7 П 63 Рецензенты:доктор технических наук, профессор А.А.Романцев главный конструктор ПО «Комета» доцент, кандидат технических наук В.П.Туробов.

Попов П.М., Соколова О.Ф. П63 Проектно-технологические и управленческие функции по конструкции самолетов (ЛА). Правила их формулирования: Учебное пособие -Ульяновск: УлГТУ , 2002. – 274 стр. ISBN5-89146-191-9

Разработаны правила формулирования проектно-технологических функций по конструкции изделий ЛА. Синтезированы и структуризированы вопросы и ответы по обобщенной конструкции самолета и ракетоносителя, а на основе функциональной структуризации сформулированы проектно-технологические функции для написания технологических процессов автоматизированным методом, начиная от теоретических требований к конструкции ЛА, до комплексных испытаний. Функции сформулированы в соответствии с требованиями международных и государственных стандартов, закодированы и пригодны к применению в подготовке авиационного производства. Учебное пособие написано в соответствии с программами курсов «Технология сборки самолетов», «Устройство и проектирование самолетов» , «Технология монтажноиспытательных работ» , «Автоматизированные системы подготовки авиационного производства» и «Технология сборки и монтажа самолетов». Учебное пособие предназначено для студентов дневной и вечерней форм обучения при выполнении курсовых, дипломных проектов и работ, расчетно-графических работ, а также будет полезна аспирантам и технологическим отделам авиационных предприятий.

УДК 621.96/98 (075.08) ББК32965 Я7

ISBN5-89146-191-9

 П.М.Попов, О.Ф.Соколова, 2002  Оформление УлГТУ, 2002

3

ОГЛАВЛЕНИЕ ВВЕДЕНИЕ……………………………………………………………………... 1. ОБОСНОВАНИЕ НЕОБХОДИМОСТИ РАЗРАБОТКИ ИНФОРМАЦИОННОГО ТЕЗАУРУСА ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА И ТЕХНОЛОГИИ ЕГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ В САПР…………………… 1.1. Требования к САПР и принципы ее разработки. Роль тезауруса и САПР…………………………………...………………………………….. 1.2.Этапы и процедуры проектирования самолетов и необходимость их автоматизации ……………………………...…………………………. 1.3.Необходимость и проблемы декомпозиции конструкции самолета в процессе его автоматизированного проектирования ………………... 1.4.Проблемы моделирования и типы проектных моделей самолета…. 1.5.Целевая функция разработки алгоритма решения проектной задачи………………………………………………………………………… 2. РАЗРАБОТКА ПРОЕКТНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ ФУНКЦИЙ НА ОСНОВЕ ВОПРОСОВ И ОТВЕТОВ ПО КОНСТРУКЦИИ ИЗДЕЛИЙ (ПО-АГРЕГАТНО)………………………………………………………... 2.1. Технологические функции по конструкции изделия………………

6 7 7 10 12 13 17 21 21

2.2. Технологические функции по техническим требованиям к изделию………………………………………………………………… 2.3. Функции классификации изделий (самолетов)…………………….. 2.4. Нагрузки действующие на самолет и их главные функции……….. 2.5. Требования к авиационным конструкциям, материалам и строительной механике самолета с позиции функции…………………………………………………………………… 3. КОНСТРУКТИВНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ – ТЕЗАУ РУС КРЫЛА САМОЛЕТА………………………………………………. 3.1. Функции на общетехнические требования крыла…………………. 3.2. Функции по геометрическим характеристикам крыла…………….. 3.3. Функции по нагрузкам на крыло……………………………………. 3.4. Эпюры сил и моментов крыла, их функции…..……………………. 4. ТЕЗАУРУС ИНФОРМАЦИОННО-ПОИСКОВЫЙ ПО КОНСТ РУКЦИИ КРЫЛЬЕВ……………………………………………………… 4.1. Силовые элементы крыльев, назначение, работа, конструкция и их функции…………………………………………………………... 4.2. Функции на конструктивно-силовые схемы крыльев……………... 4.3. Функции сравнительного анализа лонжеронных и моноблочных крыльев………………………………………………………………. 4.4. Функции разъемов и стыков крыльев………………………………. 4.5. Вырезы в крыльях и их функции..…………………………………... 4.6. Механизация крыла и ее функции…………………………………... 5. ТЕЗАУРУС ПО РАСЧЕТУ КРЫЛА НА ПРОЧНОСТЬ………………... 5.1. Принципы расчета крыла по его функциям………………………... 5.2. Проверочный расчет лонжеронных крыльев и его функции………

24 25 27 37 55 55 57 62 64 68 68 70 71 73 76 77 82 82 83

4

6.

7.

8.

9.

10.

5.3. Проверочный расчет моноблочных крыльев и функции расчета… 5.4. Проектировочный расчет лонжеронных крыльев и его функции… 5.5. Проектировочный расчет моноблочных крыльев и его функции… 5.6. Расчет на прочность механизации крыла его функции…………… ТЕЗАУРУС НА ОПЕРЕНИЕ И ЭЛЕРОНЫ…………………………….. 6.1. Назначение оперения и его функции……………………………….. 6.2. Нагрузки на оперение и их функции……………………………….. 6.3. Построение эпюр сил и моментов оперения и их функции……….. 6.4. Тезаурус конструкции элеронов по составу технологических функций……………………………………………………………….. 6.5. Конструкция оперения и его функции……………………………… ТЕЗАУРУС НА ФЮЗЕЛЯЖИ САМОЛЕТОВ………………………….. 7.1. Типы корпусов самолетов и функции их конструкций……………. 7.2. Построение эпюр конструкций фюзеляжа и формулирование их функций……………………………………………………………….. 7.3. Конструкция фюзеляжей и их функции……………………………. 7.4 Функции расчета фюзеляжа на прочность………………………….. 7.5. Функции кабины самолетов…………………………………………. 7.6. Функции герметических кабин самолетов…………………………. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ И ЕГО ОСНОВНЫЕ ФУНКЦИИ (ТЕЗАУРУС)………………………………………………………………. 8.1. Неавтоматическая система управления самолетом………………... 8.2. Полуавтоматическая система управления самолетом……………... 8.3. Автоматическая система управлением самолетом………………… 8.4. Основное управление самолетом…………………………………… 8.5. Вспомогательное управление самолетом…………………………... 8.6. Состав системы основного управления самолетом………………... 8.7. Требования к основному управлению……………………………… 8.8. Командные рычаги и их функции…………………………………... 8.9 Проводка управления и ее основные функции……………………... 8.10. Пути снижения усилий на рычагах управления и их функции….. ТЕЗАУРУС НА ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА………… 9.1. Назначение взлетно-посадочных устройств и их функции……….. 9.2. Шасси самолета и его функции……………………………………... 9.3. Конструктивно-силовые схемы шасси и их функции……………... 9.4. Авиационные колеса и их функции………………………………… 9.5. Амортизаторы стоек шасси и их функции…………………………. ТЕЗАУРУС НА ЖЕСТКОСТЬ И КОЛЕБАНИЕ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА………………………………………………………………………….. 10.1. Деформация крыла и ее функции………………………………….. 10.2. Деформация оперения и ее функции………………………………. 10.3. Деформация фюзеляжа и ее функции……………………………... 10.4. Вынужденные колебания частей самолета и их функции……….. 10.5. Флаттер частей самолета и его функции………………………….. 10.6. Бафтинг оперения и его функции………………………………….. 10.7. Колебания «ШИММИ» передней стойки шасси и их функции….

86 87 89 90 93 93 95 98 99 101 110 110 112 114 122 128 137 140 140 140 141 141 141 141 142 143 146 150 152 152 153 159 168 171 175 175 176 176 177 178 184 185

5

11. ТЕЗАУРУС НА СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА…………….. 11.1. Требования к силовым установкам и их функции………………... 11.2. Типы двигателей и их конструктивные функции………………… 11.3. Гондолы двигателей и их функции………………………………... 11.4. Конструкция крепления двигательной установки и ее функции... 11.5. Входные устройства силовых установок и их функции…………. 11.6. Выходные устройства силовых установок и их функции………... 11.7. Системы силовых установок и их функции………………………. 12. ТЕЗАУРУС НА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТА……... 12.1. Виды энергосистем самолета………………………………………. 12.2. Требования к любой энергосистеме……………………………….. 12.3. Гидравлическая система самолетов……………………………….. 12.4. Газовая система самолета…………………………………………... 12.5. Электрическая система самолета…….……………………………. 12.6. Схема подачи энергии к потребителям в самолете………………. 12.7. Состав гидросистемы самолета и его функции…………………... 12.8. Трубопроводы систем и их функции……………………………… 13. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ ИХ ТЕЗАУРУС……. 13.1. Этапы проектирования самолетов и их функции………………… 13.2. Предварительное проектирование самолетов и их функции всех видов………………………………………………………………… 13.3. Эскизное проектирование самолетов……………………………… 13.4. Рабочее проектирование самолета и его функции………………... 13.5. Общее проектирование самолета и его функции…………………. 13.6. Проектирование частей самолета и его функции………………… 13.7. Методы проектирования и его функции…………………………... 13.8. Учебный проект самолета и его функции………………………… 13.9. Требования к проектируемому самолету и их функции…………. 13.10. Возможности создания проекта самолета и его функции………. 13.11. Выбор схемы самолета и его функции…………………………... 13.12. Компоновка и центровка самолета и их функции………………. 13.13. Оценка летных данных спроектированного самолета и ее функции………………………………………………………….…. 13.14. Принципы разработки конструкции агрегатов самолета и его функции…………………………………………………………….. 13.15. Анализ результатов проектирования самолетов и его функции.. 14. ТЕЗАУРУС НА ОБЪЕКТЫ ОБЩЕГО И СРЕДНЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ………………………………………………...……………… 14.1. Ракетоносители и их функции……………………………………... КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ………………………………………………….. ЗАКЛЮЧЕНИЕ…………………………………………………………………. СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ………………………………………………………

187 187 188 193 196 200 206 210 220 220 221 221 222 223 223 224 227 229 229 230 230 232 233 234 234 236 237 239 241 247 254 254 255 257 257 263 265 266

6

ВВЕДЕНИЕ Решение задач повышения эффективности и интенсификации промышленного (приборного, авиационного и др.) производства, равно как и других промышленных отраслей народного хозяйства страны в настоящее время требует применения современных методов и технико-экономических приемов их реализации. Особенно актуально повышение эффективности и интенсификации подготовки аэрокосмического производства военной техники. Совершенно очевидно, что качество подготовки производства военной техники тесно связано с качеством технологических процессов ( документов ), где должны излагаться порядок ( алгоритм ) построения того или иного вида изделий. В этой связи, для качественной и своевременной подготовки проекта технологического процесса, как основополагающего документа создания военной техники, используются автоматизированные системы проектирования и управления разработками ( САПР-КТР). Для автоматизированного проектирования технологических процессов изготовления самолетных (ракетных) деталей, узлов, агрегатов, сборки изделия в целом, его комплексных и летных испытаний используются три вида технологической информации: типовые технологические процессы, типовые технологические операции и типовые технологические переходы как с нормированием так и без нормирования. Для этого на предприятиях оборонной, приборостроительной, судостроительной, авиационной и др. промышленности проводится большая предварительная работа по разработке типовых технологических процессов, операций и переходов по каждому виду производств от заготовительного до окончательной сборки, комплексных и боевых испытаний. Но разными специалистами названные выше процедуры формулируются (проектируются) по-разному, в зависимости от квалификации, технического кругозора исполнителей-специалистов, где допускаются «вольности» в интерпретации одного и того же технического термина в зависимости от «местного диалекта» или сложившегося за многие годы понятия. В этой связи авторами настоящего учебного пособия, в процессе многолетней практической и научной работы по изучению проектно-технологической и управленческой документации, выработаны правила и многотысячный тезаурус -информационный дескрипторный словарь типовых формулировок проектно-технологических и управленческих функций подготовки машиностроительного производства, требования которого соответствуют требованиям международных и государственных стандартов, опробованы на практике, а также в учебном процессе технических вузов, в том числе на кафедре «Самолетостроение» УлГТУ, при выполнении расчётно-графических работ, курсовых и дипломных проектов. Поэтому, авторы выражают искреннюю благодарность студентам старших курсов кафедры «Самолетостроение» за апробацию настоящей работы, а также рецензентам за ценные замечания и поправки.

7

1. ОБОСНОВАНИЕ НЕОБХОДИМОСТИ РАЗРАБОТКИ ИНФОРМАЦИОННОГО ТЕЗАУРУСА ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА И ТЕХНОЛОГИИ ЕГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ В САПР Многочисленные исследования и статистические наблюдения процессов проектирования летательных аппаратов (в данном случае – самолетов) и технологических процессов для их изготовления дают полное основание судить о целесообразности использования информационного тезауруса в этих процессах, а особенно при проектировании – в системах автоматизированного проектирования (САПР). Здесь наряду с конструктивно-техническим и математическим описанием облика самолета, требуется и функциональное его описание с позиции функции (полезного действия, свойства или состояния), то есть в соответствии с техническим заданием (ТЗ) на проектирование самолета, формулируется его главная функция и далее при декомпозиции его конструкции по иерархии, формулируются функции как конструктивные, так и технологические, начиная от общей конструкции самолета до деталей и их элементов. Это позволяет при автоматизированном проектировании более полно описывать конструктивно-техническое решение того или иного агрегата, узла, детали, сборки, подсборки, и конструкции самолета в целом. То же самое характерно и при проектировании оснащения для изготовления самолета и, конечно, для проектирования технологических процессов. Следовательно, ниже рассмотрим основные моменты использования САПР для проектирования конструкторскотехнологических разработок для создания авиационной техники с использованием информационного тезауруса, а также приведем полную последовательность функционирования САПР от требований к ее разработке до непосредственной эксплуатации, с целью обоснования необходимости разработки тезауруса по конструкции самолета, оснащения на его изготовление, технологических процессов и др. 1.1.

Требования к САПР и принципы ее разработки. Роль тезауруса и САПР

При проектировании авиационной техники, по мере накопления опыта решения задач на отдельных этапах проектирования и управления разработками, развития теоретических основ построения проектирующих систем (то есть САПР), совершенствования программного и технического оснащения САПР появляется возможность все ближе подходить к использованию интегрированных САПР с полным информационным обеспечением в виде упорядоченной совокупности математического и электронного моделирования самолета, и информационного тезауруса. Организация, наряду с математическим и электронным моделированием, информационного тезауруса по конструкции самолета, обеспечивает удовлетворение одного из важных требований при использовании САПР в практике проектирования – это наличие полной информации о проектируемом объекте (самолете) еще до его создания в металле, то есть априорное моделирование самолета в условиях полной информации (определенности). Для преодоления психологического барьера на пути использования

8

САПР при проектировании конструкции самолета, конструкторские бюро принимают самое непосредственное участие в организации информационного тезауруса по всей конструкции самолета от общих технических требований к его конструкции до проведения комплексных и летных испытаний, то есть по всей проектно-технологической цепи создания самолета, с целью наполнения информационной базы САПР объективными техническими решениями – комбинатами технических решений, с соответствующей взаимоувязкой всех конструктивных, технологических, математических (информационных) компонентов для функционирования САПР-КТР. Разрабатывая дополнительные подсистемы или адаптируя существующие подсистемы САПР, необходимо с самого начала использования САПР обеспечивать их аппаратурную, программно-техническую и информационную совместимость для всех этапов проектирования, предусматривать возможность обеспечения пользователей-проектировщиков всей необходимой информацией: справочной, архивной, оперативной и др. Поскольку процесс проектирования самолета является весьма, коллективным, поэтому важным требованием, предъявляемым к САПР-КТР, является обеспечение возможности параллельного ведения нескольких проектных задач с автоматическим распределением ресурсов системы между заданиями, а также совместного решения одной задачи несколькими исполнителями (например, комплексная система проектирования авиационной техники – САТIA). В этой связи, САПР должна обеспечивать возможность реализации различных стратегий процесса проектирования и обеспечивать возможность: выполнения рабочих процедур оптимизации технических решений при проектировании конструкции самолета; совершенствования процесса проектирования конструкций отдельных типовых агрегатов при модификации самолета; высокую надежность процесса проектирования, качество проектирования, быстродействие и эффективность по отношению к ручному проектированию. На основании вышеизложенного, сформулируем основные принципы для разработки (а в случае использования заимствованной САПР типа САТIA), или адаптации САПР. К ним относятся следующие: принцип включения, принцип системного единства, принцип развития (и саморазвития), принцип комплексности, принцип совместимости, принцип информационного единства, принцип стандартизации и унификации различных подсистем. Принцип включения предусматривает возможность включения САПР в более сложную систему – САПР проектной организации (САПР-ПО), которая и определяет требования и стратегию к ее созданию, адаптации и использованию, функционированию, например, совместно с АСТПП, и дальнейшему развитию и самоорганизации, и др. Принцип системного единства заключается в том, что при создании (или адаптации), функционировании и развитии САПР связи между входящими в нее подсистемами обеспечивают целостность системы. Принцип развития состоит в том, что САПР разрабатывают (развивают) с учетом возможности ее адаптации на различные отрасли машиностроения (такие как UNIGRAphiks, CATIA, CIMATRON и др.), совершенствования и обнов-

9

ления компонентов САПР, развития и элементной и информационной базы, программного и математического обеспечения и связей между ними. Принцип комплексности предполагает обеспечение согласования и связности отдельных элементов (компонентов) и всего объекта в целом на всех стадиях проектирования с помощью соответствующих подсистем САПР (например, в системе CATIA – подсистема «Проектирование», подсистема «Производство прочностных расчетов»; подсистема «Конструкторская документация» и др.). Принцип совместимости заключается в обеспечении совместности функционирования всех подсистем САПР и сохранении открытой структуры системы в целом (например, в системе CATIA – более 100 подсистем, притом самостоятельных, работающих как отдельная система). Это достигается соответствующим согласованием интерфейсной связи, символами (даже машинными языками), информационными и структурными связями между подсистемами и компонентами САПР. Например, наличие совершенно совместимых между собой подсистем «Конструкторская документация», «Проектирование», «Производство прочностных расчетов» и др., в системах высоких версий, таких как CATIA, UNIGRAphiks, CIMATRON, CADDS-5 и др., позволяет создавать единую систему проектирования и разработки проектной документации, такую как – автоматизированная система конструкторско-технологической документации авиационного производства (АСКТД АП). Принцип информационного единства состоит в том, что в подсистемах и компонентах различных САПР необходимо использовать единую систему терминов, символов, условных обозначений, проблемно-ориентированных языков программирования и способов представления информации, установленных государственными, международными стандартами и отраслевыми нормативами документами (ОСТ). Принцип информационного единства предопределяет организацию и создание информационного тезауруса и в частности, тезауруса по конструкции самолета. Принцип стандартизации и унификации заключается в проведении типизации, унификации и стандартизации подсистем и компонентов САПР, инвариантных к проектируемым объектам и отраслевой специфике (или к предметной области проектирования и управления разработками), а также выработке соответствующей методологии (совокупности процедур, правил и методик проектирования) с целью упорядочения деятельности в области создания, адаптации и развития САПР конструкторско-технологическими разработками. Совершенно важным принципом разработки, адаптации и развития САПРКТР является обеспечение эргатичности, то есть возможности абсолютной совместимости пользователя-проектировщика с машинной системой (то есть САПР) при работе в интерактивном и оперативном режиме диалога и др. Процесс разработки проекта самолета и его составляющих, в том числе технологического оснащения и технологических процессов – это творческий акт или процесс, и он никогда не может быть формализован до конца. В этой связи, наряду с конструктивно-техническим и математическим описанием конструкции самолета или любого другого летательного аппарата (ЛА), необходимо еще функциональное описание объекта (самолета) и его элементов на язы-

10

ке выполняемых функций и их отношений, то есть необходим информационный тезаурус – словарь типовых формулировок проектно-технических и управленческих функций по конструкции любого ЛА. Это обеспечит возможность получить дополнительную информацию об объекте проектирования при использовании САПР-КТР. Подробно принципы организации систем автоматизированного проектирования конструкторско-технологических разработок в авиационном производстве изложены в монографии автора настоящей работы [55]. 1.2.

Этапы и процедуры проектирования самолетов и необходимость их автоматизации

Техническая необходимость в проектировании нового типа самолета возникает по двум основным причинам: 1. Происходит моральное устаревание существующих типов самолетов, а также появляются новые прочные облегченные материалы, новые технические решения и возможности, реализация которых обещает повышение техникоэкономических показателей производства самолетов и их эксплуатацию, а также улучшение транспортной системы страны в целом. 2. Решение народно-хозяйственных и военных задач, ставит перед авиационной техникой условия безусловного выполнения ее главных функций в современных условиях – это экономичность, максимальная функциональность (надежность, качество, эффективность, ремонтопригодность и долговечность), с возможностью взаимозаменяемости агрегатов, модернизации и доработки как в заводских условиях, так и на базах эксплуатации (то есть на боевом посту). Современные типы самолетов должны удовлетворять новым требованиям, например, перевозимых грузов, способность посадки на грунтовые аэродромы; для военных самолетов – возможность кратчайшего разбега по взлетно-посадочной полосе, либо вертикального взлета. Например, самолеты транспортной авиации типа «Руслан» удовлетворяют современным требованиям по перевозке крупногабаритных грузов, но имеют очень малую вероятность посадки на грунтовые взлетно-посадочные полосы и т.д. Известно, что ключевым элементом процесса создания самолета является его проект, то есть разработка проекта как в ручном режиме, так и в автоматизированном. Разработать проект современного самолета – это значит разработать полный комплект проектно-конструкторской и технологической документации как при бумажной технологии, так и на машинных носителях, позволяющий осуществить создание самолета в металле и производить его эксплуатацию. Классически, техническая документация – это лишь конечный результат сложного и длительного процесса проектно-конструкторской деятельности создателей самолета, направленный на разработку проекта ранее не существовавшего объекта (самолета), системы и процесса. Поэтому всегда процесс проектирования любого объекта – это эволюционный цикл обновления. Понятно, что современные проекты самолетов и другой сложной техники машиностроения, создать без использования систем автоматизации невозможно, поэтому степень автоматизации процессов проектирования во многом опре-

11

деляется не столько возможностями современных САПР, сколько возможностью формализации той или иной проектной задачи, то есть умением проектировщика дать достаточно строгую постановку задачи проектирования и четкий завершенный алгоритм ее решения, с использованием максимальных сведений о типовой конструкторской задаче, то есть использовании сведений о проектируемом изделии (самолете) – тезаурусе. В связи с этим ставится вопрос: в какой степени отдельные составляющие процесса проектирования самолета могут быть формализованы? Схему алгоритма процесса проектирования сложного объекта (самолета) можно обобщенно изобразить укрупненными блоками (рис.1.1).

построения конструкции самолета

Математические модели

Физические модели

Исследование модели (оптимизация)

Анализ

Построение модели

Анализ результатов, выдача рекомендаций

Нет

Цель достигнута

Принятие решения

Уровни иерархии

Выбор варианта решения задачи

Синтез (решение изобретательских задач)

Определение цели проектирования

Да

Конец

Рис. 1.1. Схема алгоритма процесса проектирования сложного объекта (самолета)

12

После определения цели проектирования, проектировщик, опираясь на информацию – тезаурус, а также творческие способности формирует главную идею, то есть концепцию будущего самолета, намечая возможные варианты (альтернативы) решения проектной задачи, используя систему автоматизации проектирования, адаптированную для решения конкретной проектной задачи. После выбора варианта в современных условиях с использованием критериев функциональности и стоимости, строятся априорные математические и электронные (физические) модели, производится их функциональное описание, анализируются избыточные, недостающие и критические функции будущего самолета; определяются проблемы, требующие дополнительных научных исследований. Следующим крупным этапом является процесс исследования априорной модели, с проведением необходимых прочностных и других расчетов, расчетов технико-экономических и др. Завершающим результатом процесса проектирования (этапом проектирования) является анализ результатов исследований и выдача рекомендаций проектной организации для определения оптимального проектного решения и принятие решения на окончательную разработку проектно-конструкторской и технологической документации на изделие (самолет). При проектировании самолетов, математическое моделирование, естественно, базируется на известных закономерностях прикладных авиационных наук, таких как «Аэрогазодинамика и динамика полета», «Теория принятия решений», «Теория полета», «Исследование операций» и других специальных науках, используемых при проектировании и расчете самолетов. Соотношение математического и физического моделирования (электронного моделирования) определяет в значительной степени возможности формализации последующих этапов проектирования. Особенно, электронное моделирование предопределяет производство всех расчетов еще до создания проекта и изготовления опытного образца в металле. Так, например, если цель проектирования удается количественно выразить через критерий – функцию проектных параметров, то задачу принятия оптимального решения о конкретных значениях этих параметров можно свести к задаче отыскания такого сочетания параметров, при котором критерий достигает экстремального значения. Таким образом, в общем процессе проектирования самолета имеется целая сеть проектных процедур, которые могут быть формализованы, с использованием информационного тезауруса в условиях автоматизированного проектирования конструкторско-технологических разработок самолета (САПР-КТРС). 1.3.

Необходимость и проблемы декомпозиции конструкции самолета в процессе его автоматизированного проектирования

Самолет, как и любой другой технический объект машиностроения, является объектом проектирования и представляет собой сложную техническую систему, обладающую развитой иерархической структурой. При системном подходе решение задач определенного иерархического уровня требует строить всю иерархию системы – самолет. Здесь необходимо рассматривать системы и подсистемы самолета более высоких иерархических уровней, например, транс-

13

портную систему и ее подсистему – авиационно-технический комплекс. В свою очередь самолет рассматривается как исходная (базовая) подсистема, где можно выделить по уровням иерархии такие подсистемы, как планер, силовые установки, снаряжение, оборудование, авионику, систему-шасси и т.д. Каждая из этих подсистем при проектировании подвергается декомпозиции, то есть расчленяется на ряд еще более мелких подсистем (составляющих), элементов, агрегатов и узлов. Графически иерархическую структуру самолета по укрупненным агрегатам можно представить в виде граф-дерева (рис.1.2). Иерархические уровни связаны между собой двумя типами отношений. Первый тип характеризует структуру системы и упорядочивает состав его элементов, блоков, агрегатов и связь составляющих конструкции между собой. На рисунке 1.2 эти отношения представлены сплошными стрелками. Вместе с тем всякая структура создается для выполнения определенных функций (полезных действий, состояний или свойств). Например, конструкция крыла выполняет функции: «передавать нагрузки», «создавать силу (подъемную)», «размещать топливо» и др. Таким образом, все элементы подсистем и их отдельные элементы по уровням иерархии связаны между собой функциональными соотношениями, которые на рисунке 1.2 изображаются пунктирными линиями. Каждому иерархическому уровню соответствует свой перечень задач, решение которых необходимо для принятия соответствующих этому уровню проектных решений, а тем более в условиях функционирования САПР-КТР при создании конструкции самолета. Поэтому при автоматизированном проектировании конструкции самолета важным, с точки зрения формализации аспектом, является его иерархическая структура и вытекающая из нее многоэтапность проектирования. Здесь согласуются действия с подготовкой производства самолета, то есть подготовки предпосылок создания средств технологического оснащения, технологических процессов и другой проектно-технологической продукции, а также разработка проекта типовых технологических функций для организации информационного тезауруса по конструкции и технологии изготовления самолета. 1.4.

Проблемы моделирования и типы проектных моделей самолета

Понятие формализации проектирования включают описание объекта и процесса его проектирования с помощью графического языка, чисел, букв, кодов и других символов, то есть сочетание идеографической совокупности функций проектных решений и функции технологических, и др. Следовательно, для описания детализации конструкции, каждому уровню иерархии ставится степень соответствия знаков, набор символов и обозначений, а также проектно-технологических функций, с помощью которых осуществляется это описание. То есть структуру самолета, его форму, размеры можно описать, например с помощью функций или конечного числа таких символов, которые называются параметрами. Свойства же конструкции самолета или его подсистем (агрегатов, готовых изделий и т.п.) можно описать с помощью другого набора

14 F0

I ур.

Fn

II ур.

III ур.

IV ур.

Fn1

Fn11

Уровни иерархии

V ур.

VI ур.

F...

F...

VII ур.

Силовые установки

Фюзеляж

Носовая часть

Стенки

F...

F...

Стрингеры

VIII ур. й

N уровень

… Fn12

… F...

… F...

… F...

… F...

Транспортная авиационная система

Декомпозиция Вытекает из 1го уровня

Авиационнотехнический комплекс

Вытекает из 2го уровня

Самолет

Планер

Крыло

Кессоны

Верхние панели

Обшивка

…

Fn13

Система оборудования

Системашасси

…

F...

…

Крепежные F... детали и элементы

…

…

F...

F...

Нервюры

Крепежные детали

Вытекает из 3го уровня

Вытекает из 4го уровня

Вытекает из 5го уровня

Вытекает из 6го уровня

Вытекает из 7го уровня

Вытекает из 8го уровня

Рис. 1.2. Фрагмент граф-дерева иерархической структуры самолета

15

символов, называемого характеристиками, которые в свою очередь можно выразить через функцию (как полезное свойство, состояние или действие). Декомпозиция (расчленение) системы на иерархические уровни облегчает решения отдельных задач, например, задачи подготовки производства, которая является производной от процесса проектирования самолета и базовой структуры процесса производства. Однако, здесь требуется учет всех существующих связей между расчлененными (иерархическими) уровнями, с целью упрощения и оптимизации процессов подготовки производства; проектирование средств технологического оснащения, технологических процессов на изготовление и др. Рассмотрим характер связей для этапов разработки технического задания (ТЗ), разработки технического предложения, эскизного проекта, математической и электронной моделей (рис.1.3).

Разработка ТЗ Разработка технического предложения и обоснования

Разработка эскизного проекта

Математическое, электронное моделирования и организация тезауруса

Рис. 1.3. Прямые и обратные связи между этапами проектирования самолета Здесь прямые связи являются выходной информацией – результатом проектирования (обозначены сплошными линиями) для верхнего уровня и входной информацией – для нижнего уровня. Обратные же связи – наоборот (обозначены пунктирными линиями). Для верхнего уровня прямые связи представляют собой искомые переменные – оптимизируемые параметры, для нижнего уровня, как бы, дисциплинирующие условия, что является основой для формулирования критериев и ограничений при решении задач проектиро-

16

вания данного условия. Так, например, прямые связи между уровнями разработки ТЗ и технического предположения – это переменные, характеризующие потребные летно-технические и другие характеристики, регламентируемые техническое задание на проектирование. Прямые связи между уровнем разработки технического предложения и уровнем разработки эскизного проекта отражают решения по проекту, которые необходимо принять, прежде чем приступить к эскизному проектированию. Они включают в себя численное, графическое, морфологическое и функциональное описание, подтверждающее возможность или уровень выполнения технического задания и т.д. Поскольку проектирование традиционно ведется сверху вниз (то есть, начиная с облика самолета до деталей), то информация соответствующая обратным связям, носит характер прогноза или априорного моделирования. Проектирование же на каждом уровне направленно на подтверждение заявленных на более высоком уровне характеристик. Прогнозный характер информации требует наличия итерационных циклов и подтверждения заявленных на более высоких уровнях характеристик. Это определяет второй важный аспект с точки зрения формализации процесса проектирования – это итерационный характер. Но итерационный характер проектирования с использованием САПР не совсем желателен, так как он ведет к увеличению сроков разработки проекта и его стоимости, поэтому заранее в базу данных САПР должны быть внесены различные альтернативные технические решения по функции самолета, то есть информационная база САПР должна быть начинена множеством комбинатов технических решений – комбинаторными файлами, с исчерпывающим информационным тезаурусом по конструкции самолета. Поэтому на этапе математического и электронного моделирования различных элементов конструкции самолета, необходимо учитывать принципы системного подхода, то есть выполнять декомпозицию конструкции, отличающейся высокой степенью детализации, с учетом в моделях конструктивных и технологических факторов и связей между ними, то есть математические и электронные модели при проектировании самолета должны подчиняться также принципам иерархичности построения. Одной из важнейших электронных моделей при проектировании самолета является геометрическая модель. Важность ее определяется формированием облика проектируемого самолета, его внешними формами и размерами, что при расчетах определяет его летные свойства, что является своеобразным «ребром», соединяющим вершины множества, то есть проектом и реализацией проекта. Геометрическая модель описывает отношения между параметрами самолета, характеристиками его формы и размерами, что помогает проектировщику определить обводы, площади, объемы, поперечные сечения самолета и его многочисленных агрегатов и систем. Геометрическая модель является основной базой для производства расчетов: весовых характеристик, прочности, компоновки самолета и др., а также для графического отображения результатов проектирования и, как следствие, для разработки средств технологического оснащения, математических управляющих программ для станков с ЧПУ, технологических процессов и др. Здесь весовая модель, например, обеспечивает расчет общей массы самолета и ее составляющих по функции в соответствии с ве-

17

совой сводкой, степень детализации которой определяется одним из этапов разработки проекта самолета. Также, на стадии математического и электронного моделирования рассчитывается и проектируется аэродинамическая модель, которая служит для расчета аэродинамических характеристик самолета в полетной и взлетно-посадочной конфигурациях. В ее основе заложены связи между параметрами формы и размерами самолета, а также связи между режимами полета и характером действующих на самолет сил моментов (то есть, их величиной и законами изменения). Следующая электронная модель – это модель силовой установки которая делает возможным расчет высотно-скоростных и расходных характеристик двигателей. Она основана на связях между геометрическими и газодинамическими параметрами двигателей разного типа и их тягой и расходом топлива на различных режимах полета и высотах полета (высотах оптимальных для данного типа самолета). Весовая, аэродинамическая модели и модель силовой установки обеспечивают расчет априорных силовых факторов, действующих на модель самолета, что позволяет при проектировании самолета решать задачи по определению общих показателей маневренности, траектории полета, взлетно-посадочных характеристик, характеристик его устойчивости, управляемости и живучести, и др. При формировании в процессе электронного моделирования облика самолета важную роль играет модель компоновки и центровки, обеспечивающая взаимную пространственную увязку основных компонентов самолета с учетом удовлетворения противоречивых требований аэродинамики и прочности, устойчивости и управляемости, эксплуатационной и промышленной технологичности. Для оценки вариантов проектно-конструкторских решений применяются критерии функциональности и стоимости и другие техникоэкономические показатели технического совершенства самолета. Для их расчета следует использовать структурно-функциональные (эффективные) модели, с использованием методологии функционально-стоимостной инженерии. Укрупненная электронная структурная схема модели самолета может быть представлена в виде функциональной модели (рис.1.4). Здесь каждый модуль (рис.1.4), в свою очередь состоит из ряда расчетных подсистем (подмодулей), что обеспечивает более полную проработку структуры самолета до детально-узловой и элементной модели до самореализующихся функций (по функции как полезного действия, свойства или состояния). Декомпозиция блока на модули и элементы модулей определяется перечнем задач рассматриваемого этапа проектирования. В зависимости от стадии проектирования и типа проектируемого самолета, состав и структура электронной модели может изменяться, с целью принятия самого оптимального решения для окончательной разработки рабочего проекта самолета. 1.5. Целевая функция разработки алгоритма решения проектной задачи Для автоматизированного проектирования конструкции самолета, в соответствии с системным подходом к задаче проектирования, необходимо определить последовательность и объем работ по проектированию. Практикой, научными исследованиями и статистическими наблюдениями установлено,

18

Модель самолета

11

1n

21

2n

Ф4

3n

Ф7

71

41

Ф6

Модель компоновки и , ентровки

Аэродинамическая модель 31

Ф5

Аэродинамическая модель (динамика 7олета)

Ф3

Модель весовых расчетов

Ф2

Геометрическая модель

Ф1

4n

51

Техникоэкономическая модель

Ф0

5n

61

6n

Модель силовой установки

72

7n

7n1

Рис. 1.4. Структурная схема модели самолета (обобщенная). что конструкция самолета, как бы она не была новой, имеет обязательное сходство с каким-либо аналогом, что в части планера, систем управления, силовых установок, или по каким-либо другим агрегатам. В этой связи, проектирование с нуля практически не проводится ни на одной новой модели самолета, что облегчает задачу использования автоматизированных систем проектирования и управления разработками, с их информационным обеспечением и информационным тезаурусом. Поэтому у проектировщика стоит задача при декомпозиции конструкции (облика) нового самолета, определить типовые элементы конструкции, выбрать нормализованные, стандартизованные и унифицированные

19

виды изделий, используя эту же САПР-КТР. Для этой цели проектировщик должен сформулировать для САПР-КТР целевую функцию разработки алгоритма решения проектной задачи, с целью расчленения электронной модели на составляющие элементы и выборки типовых проектных решений, либо выборки нормализованных, стандартизованных и унифицированных элементов. Это позволит сократить время (трудоемкость) проектирования, улучшить качество проекта, то есть повысить его функциональность и снизить стоимость проекта. По способу организации управления процессом автоматизированного проектирования и выполнения действий по алгоритмизации процесса проектирования все алгоритмы делятся на три основных группы: линейные, разветвляющиеся (иерархические) и циклические. В линейных алгоритмах получение результата достигается путем однократного выполнения одной и той же последовательности действий при любых значениях исходной информации (наполнение информационной базы САПР). В разветвляющихся (иерархических) алгоритмах в зависимости от значений исходных данных или промежуточных результатов предусматривается выбор одной из нескольких возможных последовательностей действий – ветвей алгоритма. Такие алгоритмы в отличие от линейных содержат хотя бы по одному логическому модулю. В циклических алгоритмах, наиболее сложных по структуре, результат получают путем многократного повторения некоторой последовательности действий. Поэтому наиболее распространенной при решении задач общего проектирования самолета является циклическая структура алгоритма, называемая иначе – реляционной (или постреляционной). Общую схему алгоритма проектной задачи можно представить в виде укрупненного модуля по следующей свернутой обобщенной формуле: А=S{X,D,Y}, (рис. 1.5) (1.1) где Х – входная величина – вектор исходных параметров; D – оператор действия при автоматизированном проектировании; Y – выходные данные – вектор характеристик; S – состав алгоритма; F(X) – целевая функция; X0 – параметры начального состояния (приближения). Х0 Х

Область существования проекта

Модель Проект D–D

Показатель эффективности проекта

F(X) Y(X)

Стратегия проектирования и управления Рис. 1.5. Схема укрупненного обобщенного алгоритма решения проектной задачи Изменяя входы в модель, проектировщик + САПР, выполняются функции обратной связи в модели, добиваются получения требуемых априорных ха-

20

рактеристик объекта проектирования. Если при этом дополнительно ставится задача достижения экстремума целевой функции F(X), то решается задача оптимизации технических решений – проектных решений, то есть находится экстремум количественной характеристики проектируемого объекта (самолета). Таким образом, на основании изложенного необходимо решить серьезную задачу автоматизированного проектирования – это организовать, то есть спроектировать информационный тезаурус по конструкции самолета, используя теоретические – информационные характеристики и проектно-техническое описание конструкции самолета.

21

2. РАЗРАБОТКА ПРОЕКТНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ ФУНКЦИЙ НА ОСНОВЕ ВОПРОСОВ И ОТВЕТОВ ПО КОНСТРУКЦИИ ИЗДЕЛИЙ (ПО-АГРЕГАТНО) Рассмотрим логическую последовательность формирования функций на примере вопросов и ответов по конструкции самолета, для чего разобьем эти вопросы и ответы по иерархии от теоретической интерпретации самолета до укрупненных агрегатов и узлов самолета, как наиболее наглядных представителей изделий промышленного производства. 2.1. Технологические функции по конструкции изделия ВОПРОС-ОТВЕТ

ФУНКЦИЯ

2.1.1. В. Что такое самолет? О. Самолетом называется летательный аппарат тяжелее воздуха, у которого подъемная сила создается неподвижной несущей поверхностью (крылом и фюзеляжем), при помощи тяги создаваемой силовой установкой самолета. 2.1.2. В. Назовите основные части самолета. О. Крыло, фюзеляж, вертикальное и горизонтальное оперения, силовая установка (установки), взлетно-посадочные устройства, основная и вспомогательная системы управления.

Осуществлять полет (передвижение) (в воздушном пространстве и обеспечивать выполнение функций транспортировки…)..О0001. Обеспечить выполнение (основных функций самолета)...О0002. ПО АГРЕГАТАМ

Крыло: создавать силу (подъемную…); Фюзеляж: Размещать грузы (авионику, приборы, десант, пассажиров и т.д.) Оперение (горизонтальное и вертикальное): Обеспечивать управляемость [самолета в полете, при подъеме (взлете) и посадке…]; Взлетно-посадочные устройства: Обеспечивать разбег (для взлета); воспринимать удар (балансировать самолет) ( при посадке).

22

2.1.3. В. В чем состоит назначение крыла? О. Крыло создает всю подъемную силу самолета, обеспечивает устойчивость, а элероны крыла обеспечивают поперечную управляемость и балансировку самолета и т.д.

2.1.4. В. Для чего предназначено вертикальное оперение? О. Вертикальное оперение обеспечивает путевую (угол рыскания) управляемость, устойчивость и балансировку самолета. Устойчивость создает киль вертикального оперения (В.О), а управляемость и балансировку рули направления.

2.1.5. В. Каково назначение горизонтального оперения? О. Горизонтальное оперение (Г.О) обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку самолета (угол тангажа). Устойчивость обеспечивает стабилизатор, а управляемость и балансировку – рули высоты.

2.1.6. В. Для чего у самолета фюзеляж? О. Фюзеляж служит для закрепления на нем всех основных частей самолета и для размещения в нем оборудования, экипажа, пассажиров, грузов и элементов авионики.

Создавать силу (подъемную…)..С0001; в обеспечивать устойчивость (поперечную); а повышать сопротивление (воздуха для создания подъемной силы…); н балансировать самолет (с помощью элеронов по поперечной управляемости). Создавать управляемость (и обеспечивать угол рыскания, балансировать самолет…) …………….…...С0019; н балансировать самолет; в создавать устойчивость (с помощью киля и руля направления). Обеспечивать устойчивость (продольную, управляемость и балансировку – угол тангажа)…………О0003; см балансировать самолет (рулями управления…); н стабилизировать устойчивость (и управляемость по углу…); в выставить горизонт (после взлета и обеспечить балансировку самолета рулями высоты…). Закреплять части (самолета и размещать оборудование, грузы…).…………..З0001; в размещать авиони-

23

2.1.7. В. В чем состоит назначение силовой установки самолета? О. Силовая установка предназначена для создания силы тяги, необходимой для создания подъемной силы самолета в различных условиях полета.

2.1.8. В. Назначение взлетно-посадочных устройств. О. Взлетно-посадочные устройства обеспечивают опирание самолета о взлетно-посадочную полосу (ВПП) при стоянке, его передвижение при взлете и посадке и маневрирование на ВПП. К взлетно-посадочным устройствам относятся: шасси, обеспечивающие передвижение самолета, амортизацию ударов о ВПП при взлете и посадке; средства взлетно-посадочной механизации, дополнительные разгонные и тормозные устройства. 2.1.9. В. Что такое основное управление самолета? О. Основное управление самолетом называется система, обеспечивающая управление движением самолета, то есть его траекторией в воздушном пространстве. Основная система управления включает в себя: командные рычаги в кабине пилотов; проводку к органам управления самолетом (рулям высоты и направления, элеронам); агрегаты, обеспечивающие отклонения органов управления.

ку (элементы управления, приборы экипажа, силовые установки и т.д.); н крепить части (крыла, шасси, трубопроводов, проводки и т.д.). Создать силу (тяги для разгона, подъема и передвижения самолета в воздушном пространстве…)…….....С0001; в вырабатывать энергию (для создания силы тяги…); н передвигать самолет (при взлете и в воздушном пространстве). Воспринимать нагрузку (от веса самолета во время передвижения по ВПП при взлете и посадке…)…………...В0003; н распределять нагрузку (от удара о ВПП при посадке, обеспечивать торможение…); с смягчать удар (на корпус фюзеляжа при посадке и т.д.). Осуществлять управление (движением самолета по траектории в воздушном пространстве…).……….О0003; в управлять движение (передвижение) (относительно траектории полета…); н соблюдать траекторию (движения самолета по расчету…).

24

2.1.10. В. Вспомогательное управление самолета. О. Вспомогательное управление – это комплекс устройств, обеспечивающих управление различными агрегатами и частями самолета (шасси, закрылками, створками и т.п.).

Осуществлять выполнение (главной функции управления самолетом в совокупности)……….…О0005; в управлять агрегатами (шасси, закрылками, створками…); н регулировать управление (синхронное всем самолетом…).

2.2 Технологические функции по техническим требованиям к изделию 2.2.1. В. Общетехнические требования к самолету. О. Общетехнические требования предъявляются ко всем самолетам, а для гражданских самолетов дополнительно они излагаются в нормах летной годности. 2.2.2. В. Тактико-технические требования. О. Тактико-технические требования, включают в себя летно-тактические, технические и специальные.

Предъявлять требования (общетехнические к самолетам всех типов…)………..П0137.

Включать требования (к самолету летнотактические, технические и специальные)…………….В0075. 2.2.3. В. Летно-тактические требования. Сформулировать тре(летноО. Летно-тактические требования определяют: бования тактические, с указани• Максимальную скорость полета; ем всех технических • потолок полета самолета; параметров по скорости • минимальную скорость полета; полета, потолке, даль• вертикальную скорость полета; ности и т.д.)……С0293; • время набора заданной высоты; н виражировать раз• дальность полета самолета; ворот (с радиусом); • маневренные характеристики самолета: н поднять самолет радиус разворота (виража), (через длину взлетной вертикальную и горизонтальную педистанции со скорорегрузки; стью отрыва…). • взлетно-посадочные характеристики: скорость отрыва самолета, длину разбега, длину взлетной дистанции, посадочную скорость, длину пробега, длину посадочной дистанции.

25

2.2.4. В. Технические требования к самолету. О. Технические требования включают в себя: прочностные, эксплуатационные, технологические.

2.2.5. В. Специальные требования. О. Специальные требования определяются назначением проектируемого самолета. 2.2.6. В. Прочностные требования к самолету. О. Прочностные требования регламентируют уровень расчетных нагрузок, запаса прочности и жесткости самолета.

2.2.7. В. Эксплуатационные требования. О. Эксплуатационные требования направлены на обеспечение простоты и удобства эксплуатации будущего самолета.

2.2.8. В. Технологические требования. О. Технологические требования обеспечивают простоту и оптимальную стоимость изготовления, ремонта, технического обслуживания и сервиса самолета.

Составлять требования (к самолету по прочностным характеристикам, эксплуатационным и технологии изготовления)….С0397; см Сформулировать требования. См Сформулировать спецтребования (к самолету морского базирования…). Обеспечить расчет (на прочность и жесткость конструкции самолета для выполнения функций по…)….…...О0193; н рассчитать конструкцию (самолета на прочность и жесткость…). Обеспечить простоту (обслуживания…)…….. или…..………….О1197; Обеспечить удобство (эксплуатации самолета)……………....О1198; н повысить комфорт (в эксплуатации самолета пассажиром). Изготавливать самолет (по простой технологии и с оптимальной стоимостью изготовления, ремонта, технического обслуживания и сервиса…).….…И0933. н оптимизировать стоимость (изготовления самолета на основе современной технологии изготовления по математическому и электронному моделированию).

26

2.3. Функции классификации изделий (самолетов) 2.3.1. В. Классификация самолетов. О. Самолеты классифицируются: • по назначению; • по аэродинамической схеме; • по конструктивным признакам.

2.3.2. В. Классификация самолета по назначению. О. По назначению самолеты классифицируются на военные и гражданские. Военные самолеты используются в военно-воздушных силах (ВВС), в военно-морском флоте (ВМФ) и противовоздушной обороне (ПВО). Гражданские самолеты различают: пассажирские, грузовые, учебные и специального назначения. К специальному назначению можно отнести самолеты санитарные, рыбацкие, пожарно-охранные, погодоразведовательные, и др. сугубо гражданского назначения. 2.3.3. В. Классификация самолетов по аэродинамической схеме. О. По аэродинамической схеме самолеты выполняются: • нормальной (классической) схемы; • схемы «утка»; • схемы «бесхвостка». Аэродинамическая схема характеризуется количеством и взаимным расположением его несущих частей: крыла и оперения. 2.3.4. В. Самолеты нормальной аэродинамической схемы. О. Нормальная аэродинамическая схема самолета выполняется и характерна расположением горизонтального оперения за крылом. Крыло обтекается невозмущенным потоком. Оперение находится в худших условиях, но обеспечивает хорошую продольную устойчивость самолета и управления им.

Классифицировать самолеты (по назначению, аэродинамической схеме, конструктивным признакам).……………К0011; н определить класс (самолета по схеме); в подразделить самолеты (на классы по назначению…). Подразделить самолеты (на гражданские и военные по конструктивным особенностям)………...П0131; в классифицировать назначение (самолетов по признакам…); см определить класс (самолета и его назначение). Выполнять схему (устройства самолета по … схеме)…..В0051; н схематизировать вид (самолета по несущим частям крыла и оперения).

Спроектировать самолет (нормальной аэродинамической схемы с горизонтальным оперением за крылом)……………С0011; н расположить оперение (горизонтальное за крылом); с сбалансировать устойчивость (самолета

27

2.3.5. В. Самолеты схемы «Утка». О. В самолетах схемы «Утка» горизонтальное оперение расположено впереди крыла на носовой части, обтекается невозмущенным потоком и поэтому более нагружено, чем хвостовое. Путевая устойчивость ухудшается.

2.3.6. В. Самолеты схемы «Бесхвостка». О. Самолеты схемы «бесхвостка» не имеют горизонтального оперения, обладают минимальным лобовым сопротивлением, но требуют принятия мер для обеспечения необходимой в полете устойчивости управляемости. Элероны в конце крыла выполняют роль элеронов и рулей высоты.

2.3.7. В. Классификация самолетов по конструктивным признакам. О. По конструктивным признакам самолеты классифицируются по: • количеству и расположению крыльев; • типу фюзеляжа; • типу применяемых двигателей, их расположению и числу; • схемам шасси.

за счет размещения оперения горизонтального за крылом). Располагать оперение (на носовой части самолета)………...Р0131; в воспринимать нагружение (носовой частью самолета с помощью горизонтального оперения); н нагружать самолет (по носовой части за счет горизонтального оперения). Уменьшать сопротивление (лобовое за счет проектирования самолета по схеме «бесхвостка»)…У0055; н сохранять устойчивость (самолета в полете за счет установки элеронов в конце крыла…); в снизить сопротивление (лобовое за счет схемы «бесхвостка»…). Проектировать самолет (по конструктивным признакам...) ………………..П0008; н классифицировать конструкцию (самолетов по: количеству и расположению крыльев и т.д.). в спроектировать самолет [по следующим конструктивным признакам: (идет перечисление)].

28

2.4. Нагрузки действующие на самолет и их главные функции 2.4.1. В. Силы действующие на самолет. О. Силы действующие на самолет различаются: по характеру распределения, по величине и направлению.

2.4.2. В. Силы по характеру приложения. О. По характеру приложения сил на самолет они бывают: статические, неизменяющиеся в течении длительного времени и динамические, быстро меняющиеся во времени действия на самолет.

2.4.3. В. Силы по характеру распределения. О. По характеру распределения силы различают на сосредоточенные, приложенные на небольшом участке конструкции (точечно) и распределенные по длине, поверхности, объему конструкции. 2.4.4. В. Силы по величине и направлению. О. По величине и направлению силы, действующие на самолет разделяют на: поверхностные и массовые. Поверхностные силы могут быть сосредоточенными и распределенными. Это аэродинамические силы давления и разряжения, силы тяги двигателя, силы реакции земли при взлете и стоянке и силы взаимодействия частей самолета. Массовые силы – это силы тяжести и инерционные силы. Они пропорциональны массе и распределены по всему объему самолета. 2.4.5. В. Упрощенное представление сил при движении самолета. О. При движении самолета, для упрощения

Определить действие (сил по характеру приложения, распределения, величине и направлению)…...О0035; н приложить силы (на конструкцию самолета в виде математической и электронной модели). Характеризовать силы (действующие на самолет как статические и динамические)…………..Х0009; см сформулировать характеристики (приложения сил, действующих на самолет). Различать распределение (сил на участке конструкции самолета)………………Р0131; н распределить силы (по длине, поверхности, объему конструкции самолета). Разделить силы (на поверхностные: сосредоточенные и распределенные)……...Р0039; н рассматривать силы (действующие на самолет как аэродинамические давления и разряжения); в распределить силы (на массовые: инерционные, силы тяжести, силы реакции земли, при взлете и др.). Упростить представление (сил и заменить все действующие силы

29

заменяют все действующие силы их равнодействующими, приложенными в центре тяжести самолета и моментами от их переноса. Траектория самолета представляется в виде движущейся материальной точки, к которой приложены силы и моменты рассматриваемые при движении самолета относительно центра тяжести. Силы раскладываются в скоростной системе координат. 2.4.6. В. Источники нагрева при движении самолета. О. Источниками нагрева самолета являются: • пограничный слой воздуха (аэродинамический нагрев); • атмосферная и солнечная радиация; • горячие агрегаты самолета.

2.4.7. В. Изменения в конструкции самолета при нагреве. О. При нагреве в конструкции самолета возникают добавочные напряжения, возникает коробление конструкции, изменяются прочностные характеристики конструкции: временное сопротивление разрыву (σв), модуль упругости первого рода (Е).

их равнодействующими)…………….У0139; в представить траекторию (движения самолета движущейся точкой…); н рассматривать движение (самолета в виде материальной движущейся точки) и т.д. Свести нагрев (при движении самолета до минимального за счет: уменьшения аэродинамического нагрева, атмосферной и солнечной радиации, охлаждения горячих агрегатов…)…………С0027; н снизить нагрев (за счет уменьшения аэродинамического сопротивления…); в определить источники (нагрева конструкции самолета при проектировании по математической и электронной модели…); с уменьшить нагрев (аэродинамический…). Улучшать конструкцию (самолета при проектировании на предмет снятия добавочных напряжений при нагревах и снятия явления короблеия)…………….У1311; См повышать сопротивление [разрыву (σв) и др.]; с снимать сопротивление [разрыву (σв), с увеличением модуля упругости первого рода(E)].

30

2.4.8. В. Акустические нагрузки самолета. О. Акустические нагрузки, переменные нагрузки на конструкцию самолета со звуковыми частотами от шумов. Нагрузки невелики, но повторяются при эксплуатации сотни миллионов раз, вызывая усталостное разрушение отдельных элементов конструкции. Акустические шумы снижают комфорт экипажа и пассажиров.

2.4.9. В. Поворотные нагрузки. О. Поворотные нагрузки бывают статические и динамические, не вызывающие разрушения конструкции, но повторяющиеся циклически и снижающие усталостную прочность конструкции.

2.4.10. В. Что такое перегрузка самолета. О. Перегрузка (n ), это отношение величины равнодействующей поверхностных сил, действующих на самолет к его силе тяжести.

2.4.11. В. Перегрузка в полете и при посадке. О. Перегрузка в полете равна отношению

Повышать сопротивляемость (акустическим нагрузкам конструкции самолета за счет использования акустикопоглощающих и звукопоглощающих материалов) …………………..П0131; в снижать перегрузки (от явления акустики за счет использования новых материалов…); н защитить экипаж (от акустических нагрузок за счет улучшения интерьера кабины пилотов). Поворачивать самолет (в полете плавным поворотом руля, с целью снижения статических и динамических нагрузок на конструкцию самолета) …………..…..П0131; см снижать нагрузки (при поворотах и разворотах самолета в полете, с целью снижения поворотных нагрузок, как статических, так и динамических). Снижать перегрузку (на конструкцию самолета за счет планомерного снижения массы самолета и использования прочных и легких материалов)……С0333; н уменьшать массу (самолета за счет использования новых прочных и легких материалов типа гнутых профилей с изгибом). Снижать отношение [поверхностных сил тя-

31

суммы поверхностных сил и сил тяги, отнесенных к силе тяжести самолета: Pаэр + P n= ; G перегрузка при посадке равна отношению суммы поверхностных сил, сил тяги и сил реакции шасси к силе тяжести самолета: Pаэр + P + Rш n= . G 2.4.12. В. Полная, нормальная, тангенциальная, боковая перегрузка. О. Полная перегрузка равна корню квадратному из суммы квадратов ее проекции на оси скоростной системы координат в направлениях подъемной силы, лобового сопротивления и боков: n = n 2y + nx2 + nz2 ; Нормальная перегрузка создается только подъемной силой самолета: Y ny = ; G Тангенциальная (продольная) перегрузка – это отношение разности между силой тяги и силой лобового аэродинамического сопротивления самолета к силе тяжести самолета: P −Q ; nx = G Боковая перегрузка создается боковой силой: Z nz = . G 2.4.13. В. Перегрузка в горизонтальном полете. О. В горизонтальном полете с постоянной скоростью, подъемная сила равна весу самолета; сила тяги равна силе лобового сопротивления, боковая сила равна нулю; перегрузка по осям системы координат равна единице; нормальная: Y n y = = 1; G P −Q продольная: nx = = 0; G Z боковая: nz = = 0. Q

ги, отнесенных к силе тяжести самолета, то есть (<< n ) ]……..С0177; н обеспечить снижение (нагрузки на конструкцию самолета при посадке) и т.д.

Уменьшать перегрузку, (действующую полную, нормальную, тангенциальную, боковую за счет повышения обтекаемости конструкции и улучшении аэродинамических характеристик фюзеляжа и крыла) ………….……….У0199; н снимать перегрузки (за счет повышения аэродинамических характеристик при проектировании конструкции самолета…).

Осуществлять полет (в горизонте с постоянной скоростью для снижения перегрузок)…….О0017; н сравнять перегрузки (нормальную единице, продольную и боковую нулю) и т.д.

32

2.4.14. В. Перегрузка в криволинейном полете в горизонтальной плоскости. О. Перегрузка в криволинейном полете в горизонтальной плоскости определяется величиной угла крена самолета: 1 ny = cos γ и приложением дополнительной боковой силы, определяющей радиус виража: V2 . R= g ⋅ tgγ 2.4.15. В. Перегрузка в криволинейном полете в вертикальной плоскости. О. В криволинейном полете в вертикальной плоскости надо создать дополнительную силу равной инерционной. Перегрузка при угле Θ определяется по формуле: V2 n y = cos Θ + при m = G. gR 2.4.16. В. Перегрузка при полете в неспокойном воздухе. О. Перегрузка при полете в неспокойном воздухе вызваны перемещением масс воздуха относительно самолета. Эти потоки воздуха делятся на восходящие, нисходящие, встречные, попутные и боковые. Перегрузка в направлении подъемной силы возрастает и зависит: от вертикального порыва (U), от скорости полета (V), от плотности воздуха (ρ), от нагрузки на 1 м2 пло G  и равна: щади крыла  P =   S кр   U ⋅V ⋅ ρ n y = 1 + C yα ⋅ S кр . 2G

2.4.17. В. Какими параметрами задается уровень прочности? О. Уровень прочности самолета задается мак-

Определять величину (угла крена самолета для расчета перегрузок в криволинейном полете)……………...О0131; в держать горизонт (в криволинейном полете для снижения перегрузок); н обеспечить полет (в горизонте при развороте для снижения перегрузок) и т.д. Создавать силу (дополнительную, равную инерционной при криволинейном полете в вертикальной плоскости)…………….С0311; в определять перегрузку (в криволинейном полете в вертикальной плоскости) и т.д. Рассчитать перегрузки (действующие на самолет при полете в неспокойном воздухе)……………...Р0142; н смоделировать перегрузки (действующие на самолет при полете в неспокойном воздухе в виде электронной модели на ЭВМ для определения ny); в нагрузить модель (самолета в направлении подъемной силы, а также потоками нисходящим, восходящим, встречным и боковым для моделирования нагрузок на ЭВМ) и т.д. Задавать уровень (прочности самолета по положительной и отри-

33

симально допустимыми в эксплуатации поло- цательной перегрузэ пере- кам)……………..З0005; жительной nmэ ax и отрицательной nmin в моделировать прочгрузками и скоростным напором: ность (конструкции са ρV 2  молета в виде математи . qmax =  2 ческой и электронной  max  модели); н считать уровень (прочности самолета по максимально допустимым положительным и отрицательным перегрузкам…). 2.4.18. В. Перегрузка самолета в зависимости от Довести маневренность (самолета в завиего маневренности. О. Маневренность самолета определяется его симости от класса до э э назначением и тактико-техническими данными nmax nmax > 5; = 3 ÷ 4; э э (ТТД) и задает перегрузки nmax и nmin в нормах n э = 2 ÷ 3 )……..Д0019; max прочности. От степени маневренности самолеты с обеспечить расчет делят на три класса: (маневренности в завиКласс-А – маневренные самолеты (истребите- симости от класса…); э > 5; ли) - nmax в определять маневэ Класс-Б ограниченно-маневренные nmax = 3 ÷ 4 ренность (самолета на основе математического (бомбардировщики); Класс-В не маневренные самолеты (транспорт- и электронного моделирования) и т.д. э = 2 ÷ 3. ные, пассажирские) - nmax 2.4.19. В. Скоростной напор в нормах прочно- Принимать напор (скоростной – предельный сти. О. Предельный скоростной напор для данного при помощи определетипа самолетов qmax принимается при проекти- ния qmax на модели саморовании. При помощи qmax нормами прочности лета по нормам прочнозадается нагрузка на крыло, оперение, фюзеляж. сти задающих нагрузок В полете qmax ограничивается Vпред. на крыло, оперение, фюзеляж)…………П0193; н ограничить qmax (показатели предельной скорости Vпред); с проектировать конструкцию (самолета с определением предельного скоростного напора через qmax). 2.4.20. В. Коэффициент безопасности. Определять коэффициО. При эксплуатационных перегрузках, самолет ент (безопасности опти-

( )

( )

34

не должен иметь остаточных деформаций, то есть расчетные разрушающие нагрузки должны быть больше эксплуатационных, называются коэффициентом безопасности: P П f = э = э . Pmax П max Чем больше коэффициент безопасности, тем больше прочность самолета и его масса, поэтому в самолетостроении применяют возможно минимальное значение коэффициента безопасности.

2.4.21. В. Основные случаи нагружения самолета. О. Нормы прочности задают основные случаи нагружения самолета, которые представляют однозначно заданные режимы полета или посадки. Прочность каждой части самолета проверяется наиболее тяжелыми условиями нагружения. Полетные случаи нагружения задаются посредством задания двух из трех величин n, q, Cy, а также определяются из формулы: Cy ⋅ q n= . G S кр Основные полетные случаи нагружения А1-А; В; С; Д-Д; посадочные Е; С; Е и т.д. 2.4.22. В. Нормы прочности и оценка прочности конструкции самолета и его частей. О. Нормы прочности определяют расчетные нагрузки и оценивают прочность самолета. Испытания конструкции самолета в статических лабораториях путем приложения последовательно возрастающих нагрузок до разрушения являются надежным способом контроля расчетов на прочность. Большое расхождение между

мально-достаточного значения для достижения разрушающих характеристик больших эксплуатационных, с целью снижения массы самолета)….……О0191; в произвести расчет (коэффициента безопасности оптимальнодостаточного значения); см рассчитать коэффициент (безопасности в соответствии с классом самолета); н снижать перегрузки (и остаточные деформации путем определения коэффициента безопасности f оптимальнодопустимой величины). Задавать нагружения (самолета, однозначно представляющие заданные режимы полета или посадки посредством двух из трех величин n, q, Cy)……………..З0213; н представлять нагружения (в виде двух из трех величин n, q, Cy и т.д.); в сформулировать случаи (нагружения при однозначно заданных режимах полета и посадки) и т.д. Определить нормы (прочности расчетными перегрузками и оценить прочность конструкции самолета)…...…...О1111; н оценить прочность (конструкции самолета); с производить испытание (конструкции само-

35

фактическими и расчетными разрушающими нагрузками недопустимо. В серийном производстве проводятся контрольные испытания для проверки уровня прочности конструкции в результате возможных изменений технологии производства. Кроме статических самолет подвергают и динамическим испытаниям на усталость. Летные испытания самолета дают окончательное заключение о пригодности его к эксплуатации и соответствии его тактико-технических данных заданным.

2.4.23. В. Ограничение скоростей. О. Скорости установившегося горизонтального полета самолета на заданной высоте определяются равенством потребных и располагаемых тяг. Часто скорости полета самолетов с максимальной тягой двигателей оказываются недопустимыми. Ограничение скоростей вводятся в соответствии с условиями статической и динамической прочности самолета и двигателя, устойчивости, управляемости, балансировки его, вибрациям конструкций, по предельному скоростному напору, по числу Маха (М) из условий аэродинамического нагрева конструкции, устойчивости и управляемости.

2.4.24. В. Ограничения по условиям полета в неспокойном воздухе. О. При полете в неспокойном воздухе ограничиваются максимально допустимые скорости у маневренных самолетов и ограниченно маневренных самолетов с малыми значениями допустимой эксплуатационной перегрузки.

лета в условиях производства); н подвергнуть конструкцию (испытаниям на динамические нагрузки…); в испытывать конструкцию (самолета по агрегатам в производственно-лабораторных условиях…); а производить испытание (конструкции самолета в лабораториях путем приложения последовательно возрастающих нагрузок до разрушения…) и т.д. Вводить ограничения (скоростей в соответствии с условиями статической и динамической прочности самолета и двигателей)…..…В0335; С не допускать тягу (двигателя максимального значения); а ограничивать тягу (двигателя до оптимального значения); в определять величину (скоростного напора по числу М из условий аэродинамического нагрева конструкции, устойчивости и управляемости) и т.д. Ограничивать скорости (при полете в неспокойном воздухе у неманевренных и ограниченно маневренных самолетов…)…………...О1213; в снижать скорости (при полете в неспокойном воздухе…);

36

2.4.25. В. Ограничения по предельному скоростному напору. О. Скоростной напор определяет нагрузки на э самолет и его части, nmax , все аэродинамические силы, действующие на внешнюю поверхность. Величина предельно допустимого скоростного напора устанавливается из условий увязки требований максимальной скорости с минимальным весом конструкции при необходимой прочности самолета. 2.4.26. В. Ограничение по числу Маха. О. Максимально-допустимое число Маха – Мпред, определяется сохранением самолетом характеристик устойчивости и управляемости, безотказной работы двигателя ввиду определенных чисел М для работы входного устройства и компрессора двигателя. С увеличением числа М полета возрастает нагрев самолета, что при расчете самолета на прочность требует задания определенных механических свойств материала.

2.4.27. В. Ограничения в связи с самоколебаниями конструкции. О. Ограничения скорости полета связывают с самоколебаниями частей самолета, называемых флаттером, которые приводят к разрушению самолета.

н уменьшать скорости (максимально допустимые…). Увязывать требования (максимальной скорости с минимальным весом конструкции при необходимой прочности) …..……………...У1321; н устанавливать требования (из условий увязки требований…); С определять нагрузки (на самолет по скоростному напору…) и т.д. Определять число (Маха – Мпред, максимальнодопустимое…)…О0199; в задавать свойства [материалов при расчете самолета по числу Маха (М)]; н обеспечивать работу (входного устройства и компрессора двигателя); с производить расчет (самолета с заданием определенных механических свойств материалов с увеличением числа М). Ограничивать скорость [полета для ликвидации или уменьшения самоколебаний (флаттера)]……О1501; в Устранять флаттер (за счет совершенствования обтекаемости корпуса самолета и устранения скачка уплотнения); а снижать скорость (движения самолета при возникновении флаттера) и т.д.

37

2.4.28. В. Ограничения скорости полета, связанные с жесткой прочностью конструкции. О. Ограничения скорости полета самолета связывают с местной прочностью конструкции самолета, со скоростью, при которой выпускаются закрылки, шасси, используются подвесные баки.

Связывать конструкцию (с местной прочностью, чтобы снизить ограничения скорости полета)……….…….С0055; н рассчитать ограничения (скорости полета самолета…); см ограничить скорость (полет самолета) и т.д.

2.5 Требования к авиационным конструкциям, материалам и строительной механике самолета с позиции функции 2.5.1. В. Требования к каркасной группе.

О. Каркасная группа: крыло с элеронами и механизацией крыла; оперение, киль и стабилизатор с рулями высоты и направления; фюзеляж – являются несущей основой конструкции самолета. К авиационным конструкциям предъявляют следующие общие требования: 1. Уменьшение аэродинамического сопротивления; 2. Обеспечение необходимой прочности и жесткости; 3. уменьшение массы конструкции; 4. технологичность изготовления конструкции; 5. удобство эксплуатации и ремонта; 6. обеспечение боевой живучести и эксплуатационной надежности.

Сформулировать требования (к каркасной группе: крылу, килю, стабилизатору, фюзеляжу и др.)…...С0007; в предъявлять требования (к каркасной группе и авиационным конструкциям); н уменьшать сопротивление (аэродинамическое); н обеспечить прочность (конструкции); н обеспечить жесткость (необходимую); н уменьшать массу (конструкции за счет использования новых материалов и ПКМ); н предусматривать ремонтопригодность (конструкции, удобство эксплуатации); н повышать живучесть (боевой конструкции и эксплуатационную надежность самолета).

38

2.5.2. В. Аэродинамические требования. О. Возможно малое аэродинамическое сопротивление самолета определяют: назначение самолета, его внешние аэродинамические качества (характеристики) (формы профилей крыла и оперения; относительная толщина, удлинение крыла; форма крыла; размеры, форма и удлинение фюзеляжа; интерференция фюзеляжа; интерференция между частями самолета); качество поверхности и точность аэродинамических обводов поверхностей.

2.5.3. В. Требования по обеспечению прочности и жесткости. О. Прочность и жесткость каркасной группы определяется тем, что конструкция не должна разрушаться при действии нагрузок меньше расчетных; она должна противостоять деформированию и не иметь остаточных деформаций; при действии повторных и динамических нагрузок в элементах конструкции не должно быть повреждений.

Определить назначение (самолета по формам агрегатов и аэродинамическому сопротивлению)……О0077; в обеспечивать качество (поверхности, точность аэродинамических обводов поверхностей для снижения аэродинамического сопротивления); в снижать сопротивления (аэродинамические за счет повышения качества поверхности и точности аэродинамических обводов поверхностей). Заложить жесткость (конструкции самолета при проектировании, обеспечивающей прочность конструкции, противостояние деформированию и т.д.)…………….З0053; с определить прочность (и жесткость конструкции в процессе проектирования на математической и электронной модели по критерию функциональности); н предотвращать повреждение (элементом конструкции при действии повторных и динамических нагрузок, а также при механических испытаниях); а не производить испытания (элементов конструкции самолета, допускающих повреж-

39

2.5.4. В. Требования наименьшей массы конструкции. О. Масса каркасной группы определяется: • уровнем расчетных напряжений, запасом прочности; • силовой схемой конструкции; • применяемыми материалами; • рациональным выбором внешних форм и параметров; • технологией изготовления деталей и узлов.

2.5.5. В. Технологические требования к конструкции. О. Технологичности конструкции способствуют следующие мероприятия: • простота форм частей планера; • членение конструкции на агрегаты, секции, панели и узлы; • применение в конструкции нормализованных и стандартных деталей и преемственности элементов конструкции; • ограничение высоких требований к точности размеров, формы, расположения и к чистоте обработки поверхностей элементов конструкции; • правильный выбор материалов; • выбор рациональной технологии для получения заготовок и способов их обработки; • выбор рационального способа соединения элементов конструкции.

дения). Спроектировать массу (самолета, руководствуясь: • уровнем расчетных напряжений, запасом прочности; • силовой схемой конструкции и т.д.)……………С0301; см рассчитать массу (каркасной группы по следующим показателям…); с закладывать массу (каркасной группы по результатам моделирования по следующим критериям: • уровню расчетных напряжений, запаса прочности; • силовой схемы конструкции и т.д.). Обеспечить технологичность (конструкции по параметрам)……………О0199; н упрощать форму (частей и планера); н членить конструкцию (на агрегаты, секции, панели и узлы); н применять детали (в конструкции: нормализованные и стандартные, а также при возможности предусматривать преемственность конструкции); н ограничивать требования (к точности размеров, форме, расположения и чистоте обработки поверхности элементов конструк-

40

2.5.6. В. Эксплуатационные требования. О. Эксплуатационная технологичность самолета осуществляется конструкторами, технологами и эксплуатационниками. Это удобство осмотра, обслуживания, ремонта планера, транспортировки. Детали, узлы и агрегаты изготавливаются с учетом взаимозаменяемости с надежным защитным антикоррозионным покрытием. Конструкция планера должна быть приспособлена к применению наземного оборудования при обслуживании.

2.5.7. В. Требования по обеспечению высокой живучести и эксплуатационной надежности. О. Боевой живучестью называют способность самолета продолжать полет после полученных повреждений. Для обеспечения живучести пользуются следующими конструктивными приема-

ции); н выбирать материалы (прочные, но легкие и технологически обрабатываемые); н оптимизировать выбор (технологии получения заготовок и способов их обработки); н соединять элементы (конструкции рациональными способами по рациональной и прогрессивной технологии). Доводить технологичность (эксплуатационную за счет высокой культуры проектирования и изготовления на высокоорганизованном производстве)……………..Д0773; н совершенствовать обслуживание (технический осмотр, предупредительный и плановый ремонты и т.д.); н проектировать детали (с учетом взаимозаменяемости, с надежным защитным антикоррозионным покрытием и т.д.); н приспособить конструкцию (планера к применению наземного оборудования при обслуживании). Повышать живучесть (самолета за счет конструктивных решений)……………П0083; в использовать приемы (конструкторские);

41

ми: • дублированием элементов конструкции; • применением конструкций с обшивкой, работающей на изгиб и кручение; • исключением сплошных перегородок, делящих объемы изолированных отсеков, опасные при взрыве и др; • резервирование важных систем и агрегатов.

2.5.8. В. Требования к материалам каркасной группы. О. Материалы каркасной группы должны: • обладать высокими механическими свойствами при минимальной плотности; • иметь хорошие технологические свойства; • быть устойчивыми к коррозии; • иметь оптимальную стоимость.

2.5.9. В. Механические свойства материалов. О. Материал должен: • иметь весовую выгодность для данной конструкции; • иметь термостойкость; • обладать высокой удельной прочностью и жесткостью; • иметь высокий модуль упругости.

н дублировать элементы (конструкции); н применять конструкции (с обшивкой, работающей на изгиб); н исключать перегородки (делящих сплошь объемы изолированных отсеков, опасных при взрыве…); н резервировать системы (и агрегаты и другие важные системы). Выбирать материалы (для конструкции самолета)………..В0111; н иметь свойства (при минимальной плотности механически высокопрочные); н обеспечить технологичность (при обработке и быть устойчивым к коррозии); см иметь стоимость (оптимальную). Подбирать материал (для конструкции самолета с высокими механическими свойствами)……....……..П0231; н иметь вес (оптимальной выгодности для конкретной конструкции); см иметь термостойкость; см иметь прочность (и жесткость) (удельно высокой); см иметь модуль (упругости высокого уровня) и т.д.

42

2.5.10. В. Аэродинамические свойства материалов. О. При выборе материалов для планера самолета по технологическим свойствам их сравнивают по деформируемости в холодном и горячем состоянии, свариваемости, литейным свойствам, способности к обработке резанием. Технологичен тот материал, который обеспечивает наиболее простой технологический процесс и высокие стабильные физико-механические свойства детали.

2.5.11. В. Что такое коррозия материала с физической точки зрения и что отнести к противокоррозионной защите? О. Коррозией материала называют разрушения металлов и сплавов в следствии химического или электрического взаимодействия их с окружающей средой. К противокоррозионной защите материалов следует отнести: • применение антикоррозионных металлов и сплавов, устойчивых к данной среде; • применение специальных присадок и тщательной очистки от вредных примесей; • создание защитных поверхностных пленок на элементах конструкции; • насыщение среды замедлителями коррозии (ингибиторами).

Рассматривать материал (по свойствам: технологическим; деформируемости в холодном и горячем состоянии; свариваемости; литейным свойствам; способности к обработке резанием)……………...Р0551; см обеспечить технологичность (материала, простой технологический процесс его обработки); см обеспечить стабильность (технологии обработки и физико-механических свойств детали). Предотвратить разрушения (от действия коррозии при помощи антикоррозионных покрытий)………..П1009; н устранить воздействия (химические, электрические с окружающей средой); н не допускать контакты (не покрытого антикоррозионными материалами изделия или деталей); н применять присадки (в антикоррозионные присадки…); н очищать поверхность (изделий, сборок, деталей самолета от поверхностных вредных пленок…); н насыщать среду (ингибиторами, замедляющими коррозию).

43

2.5.12. В. Строительная механика самолета. О. Строительная механика самолета – это раздел общей механики, рассматривающий вопросы иерархического построения изделий (самолета) с позиции логики, функциональности и последовательности технологической сборки и изготовления каркасов.

2.5.13. В. Что изучает строительная механика. О. Строительная механика изучает силовые схемы конструкции, их прочность, жесткость и устойчивость под действием различных нагрузок.

2.5.14. В. Как определить усилия в элементах авиаконструкций? О. Определение усилий в элементах авиаконструкций выполняется в три этапа: • выбор рациональной расчетной схемы; • расчет усилий в элементах принятой схемы – балках, оболочках, стержнях, панелях методами строительной механики; • испытание модели или конструкции с целью расчетных данных с данными испытаний.

Строить каркасы (самолета в соответствии с законами аэродинамики и логического конструирования)…………….С1013; см рассматривать вопросы (конструктивного построения образца самолета); с достигать технологичность (изготовления каркасных конструкций самолета с позиции логики и функциональности). Изучать схемы (силовых конструкций, их прочность, жесткость и устойчивость под действием различных нагрузок)……...И0031; в проектировать конструкцию (самолета и его агрегаты, обеспечивая их прочность, жесткость и др. по результатам машинного проектирования); н различать нагрузки, (изучая силовые схемы конструкции…). Определять усилия (в элементах авиаконструкций в три этапа)……………..О0093; н выбирать схему (рационального расчета); н рассчитывать усилия (в элементах принятой схемы: балках, оболочках и др.); в испытывать модель (или конструкции каркасов по методам строительной механи-

44

2.5.15. В. Стержневые системы в конструкции самолета. О. Стержень – элемент конструкции, работающий на сжатие или растяжение, у которого одно измерение гораздо больше двух других. Стойка шасси рассматривается как сжатый стержень под действием силы, действующей вдоль оси стойки при ударе самолета о землю. Стержневые системы применяются в конструкциях, нагруженных большими сосредоточенными силами. Стержни в самолетах служат: подкосами шасси; стойками шасси; раскосами; тягами управления; колесами, стойками и раскосами ферменного лонжерона.

2.5.16. В. Как рассматривается крыло в строительной механике? О. Свободно несущее крыло самолета рассматривается как консольная балка, жестко заделанная в фюзеляж. Продольные элементы крыла воспринимают только нормальные усилия, а также стенки и обшивка – только касательные. В расчетах сечения крыла исключают хвостовую (после заднего лонжерона) и носовую (до переднего лонжерона) часть, а сечение средней части считают прямоугольным.

ки… по данным испытаний); с производить расчеты (конструкции самолета по методам строительной механики) и т.д. Рассматривать стержень (как элемент конструкции, работающей на сжатие)…………….Р0432; С сжимать стержень (под действием силы, действующей вдоль оси…); а нагружать систему (стержневую большими сосредоточенными силами); а применять стержень (для проектирования подкосов шасси, раскосов шасси, тяг управления, поясов, стоек и раскосов ферменного лонжерона); н проектировать стойку (шасси с использованием стержней) и т.д. Заделывать балку (в фюзеляж как жесткую конструкцию несущего крыла самолета).З0019; а воспринимать усилия (на продольные элементы крыла как только нормальные); а исключать части [после заднего лонжерона (хвостовую) и до переднего лонжерона (носовую) в расчетах сечения крыла]; с считать сечения

45

2.5.17. В. Стойка шасси под действием сил. О. Стойка шасси под действием силы перпендикулярной поверхности земли рассматривается как сжатый стержень, под действием составляющей этой силы, действующей вдоль оси стойки, и как консольная балка, работающая на изгиб, под действием составляющей этой же силы, действующей параллельно плоскости земли.

2.5.18. В. Замкнутая оболочка. О. Крыло, оперение, фюзеляж – часто выполняются как тонкостенные подкрепленные оболочки. Замкнутая оболочка – это конструкция, имеющая форму криволинейной поверхности, состоящая из обшивки, набора продольных элементов (стрингеры, лонжероны) и поперечных элементов (нервюра, шпангоуты), подкрепляющих обшивку.

2.5.19. В. Тонкостенная балка – элемент каркасной группы. О. Тонкостенная балка (лонжерон) состоит из двух поясов таврового или уголкового сечения, тонкой стенки, и является распространенным силовым элементом каркасной группы, работающим на изгиб. Форма сечения балки (лонжерона) выбрана так, что обеспечивает наибольшую изгибную жесткость в плоскости ее стенки и наибольший момент сопротивления изгибу. Такие балки плохо работают на кручение. При нагру-

(средней части крыла прямоугольными). Воспринимать усилия (действующие перпендикулярно поверхности земли на стержень)…………..В1031; см сжимать стержень (под действием составляющей силы, перпендикулярной поверхности земли…); а изгибать балку (консольную, под действием составляющей силы…) и т.д. Выполнять оболочку (как тонкостенную конструкцию крыла, оперения и фюзеляжа замкнутого контура криволинейной поверхности)…….В0593; н проектировать поверхность (крыла, оперения, фюзеляжа как замкнутую криволинейную обшивку…); с подкреплять обшивку [продольными элементами (стрингеры, лонжероны), поперечными элементами (нервюры, шпангоуты) и т.д. Амортизировать изгиб [тонкостенной балки (лонжерона) за счет двух поясов таврового или уголкового сечения как элементов каркасной группы в конструкции самолета]……………..А0631; а создавать усилия (сжатия и растяжения);

46

жении балки изгибающие моменты в ее поясах создают осевые усилия сжатия и растяжения. Стенка балки, представляющая собой пластину, обладает большой жесткостью на сдвиг в своей плоскости и служит основным элементом конструкции каркасной группы, воспринимающим распределение сдвигающей силы. Под действием поперечной перерезывающей силы в стенке возникают сдвигающие (касательные) усилия.

2.5.20. В. Незамкнутая оболочка. О. Открытая незамкнутая оболочка воспринимает усилия (сдвигающие), распределенные вдоль ее крае, и растягивающие – действующие в ее плоскости.

2.5.21. В. Повышение несущей способности тонкой оболочки. О. Несущую способность тонкой оболочки можно повысить подкрепляя ее продольными (стрингеры) элементами и продольными (диафрагмами).

2.5.22. В. Распределенные условия на тонкостенной конструкции самолета. О. Тонкая обшивка под действием воздушной нагрузки работает на изгиб и нагружается сдвигом со стороны диафрагмы. На стрингеры со стороны обшивки действует местная нагрузка. Они работают на изгиб с опорами на диафрагмах, как многоопорные балки. Основным видом нагружения стрингеров является продольное растяжение или сжатие при работе их в общей конструкции. Стрингеры подбираются из условия потери устойчивости. Диафрагмы являются опорами для обшивки и стрингеров. Воздушная нагрузка действующая на обшивку, направленная по нормали к плоскости обшивки и отрывающая, и прижимающая ее, трансформируется поперечной диа-

а распределять силы (по элементам каркасной группы за счет жестких пластин…); н выбирать конструкцию [тонкостенной балки (лонжерона)…]; С нагружать балки (равномерно, с распределением осевых и прочих усилий по элементам конструкции) и т.д. Воспринимать усилия (сдвигающие, распределенные вдоль краев открытой незамкнутой оболочки)……..В0432; а растягивать плоскость (по краям…); см распределять усилия. Повышать способность (тонкой несущей оболочки)……..П0783; н подкреплять оболочку [продольными элементами (стрингерами) и поперечными (диафрагмами)]. Вырабатывать противодействие (сдвигу со стороны диафрагмы…)…………..В1113; с трансформировать диафрагму (в усилия сдвига плоскости обшивки…); н связывать обшивку (с конструкцией внутреннего набора…); н передавать нагрузку (с обшивки на диафрагмы и стрингеры одновременно…).

47

фрагмой в усилия сдвига плоскости обшивки. Заклепки, связывающие обшивку с конструкцией внутреннего набора и работая на отрыв, передают воздушную нагрузку с обшивки на диафрагмы и стрингеры одновременно работая на срез, передают эту нагрузку с диафрагмы и стрингеров на обшивку. Диафрагмы в крыле называются нервюрами, а в фюзеляже – шпангоутами. 2.5.23. В. Сосредоточенные силы на тонкостенных оболочках. О. Действие сосредоточенной силы на неподкрепленную обшивку перпендикулярно к обшивке приводит к большим местным деформациям, а в плоскости обшивки к разрушению обшивки оболочки. Причина в том, что в работу включается не вся оболочка, а часть ее. Для распределения сосредоточенных сил по всей оболочке применяют ее подкрепления: стойки, диафрагмы, накладки, продольный и поперечный набор.

2.5.24. В. Работа тонкостенной балки в конструкции самолета. О. Тонкостенная балка (лонжерон) – это элемент конструкции работающий на изгиб. От действия поперечной силы стенка балки работает на сдвиг. В верхнем и нижнем поясах балки возникают осевые усилия сжатия и растяжения. В тонкостенной балке поперечная сила воспринимается стенкой и в ней возникают касательные напряжения, а изгибающий момент воспринимается поясами, в которых возникают нормальные напряжения. 2.5.25. В. Работа оболочек произвольной формы поперечного сечения. О. В боковинах оболочки произвольной формы, выполняющих роль стенок касательные усилия уравновешивают поперечную силу, продольные осевые усилия в верхнем и нижнем сводах уравновешивают изгибающий момент, а поток касательных усилий в замкнутом контуре обшивки – крутящий момент. В крыле верхние и нижние панели, состоящие из обшивки и продольных элементов стрингеров, находятся под действием

Сосредотачивать силу (на неподкрепленную обшивку для устранения возможности разрушения оболочки, укрепляя оболочку) …..………….….С0991; н распределять силы (сосредоточенные по всей оболочке, подкрепляя ее: стойками, диафрагмами, накладками, продольного и поперечного набора) и т.д. Воспринимать усилия (сжатия и растяжения в верхней и нижней поясах балки…)…...В0539; н растягивать балку (в верхнем и нижнем поясах…); н сжимать пояс (балки…).

Уравновешивать силу (поперечную, касательные усилия которой в верхнем и нижнем сводах уравновешивают изгибающий момент, а поток касательных усилий в замкнутом контуре обшивки – крутящий момент)…….….У1131;

48

сжимающих и растягивающих усилий от изгибающего момента. В крыле стенки переднего и заднего лонжеронов работают на сдвиг под действием поперечной силы, крутящего момента, когда стенки с обшивкой образуют замкнутый контур. Обшивка крыла воспринимает воздушную нагрузку и находится под действием нормальных и касательных усилий от изгиба и кручения. 2.5.26. В. Общая местная потеря устойчивости стержней. О. При сжатии у тонкостенного стержня может произойти общая потеря устойчивости. Стержень разрушается от искривления его продольной оси. У тонкостенных стержней, кроме общей, возможна местная потеря устойчивости. При местной потери устойчивости нарушается прочность одного из конструктивных элементов стержня, например, выпучивается часть его стенки. 2.5.27. В. Физическая сущность сжатых стержней. О. Существует сжимающая нагрузка, называемая критической силой Ркр, при которой стержень определенных размеров, изготовленный из данного материала, в определенных условиях его нагружения и закрепления концов теряет устойчивость. При этом продольная ось стержня искривляется так, что при действии усилий, превышающих критические, стержень остается деформированным даже после снятия нагрузки. Напряжения, возникающие в элементах конструкции стержня при критической нагрузке, называется критическим σкр. Критические напряжения потери устойчивости тонкостенных конструкций меньше разрушающих при растяжении. Действующие в стержнях напряжения при сжатии нужно сравнивать с критическими. При общей потере устойчивости критические напряжения могут быть определены по формуле Эйлера: π 2 ⋅ E ⋅ I min σ кр = Cэ = σ э . F ⋅l2

см воспринимать нагрузку (воздушную обшивкой крыла); см образовывать контур (замкнутый…) и т.д. н компенсировать усилие (от изгиба и кручения…). Терять устойчивость (стержня из-за разрушения от искривления его продольной оси) …………………Т0031; н нарушать прочность (одного из конструктивных элементов стержня…); см терять устойчивость (местную…) и т.д. Устранять нагрузку (сжимающую стержень Ркр для сохранения его устойчивости при закрепленных концах в определенных рабочих условиях)……...У0193. н Снимать напряжение (σкр во избежание его деформирования даже после устранения нагрузок Ркр); а рассчитать напряжение (σкр для сохранения общей устойчивости стержня по формуле Эйлера) и т.д.

49

2.5.28. В. Критические напряжения стержней при σкр<σпц, где σпц – предел пропорциональности материала. О. Критические напряжения общей потери устойчивости, когда они меньше предела пропорциональности материала или равны: σкр≤σпц, находятся по формуле: π2 ⋅ E σ э = 2 ⋅ l при λ I min l 2 = imin = λ, , а F imin где λ - гибкость стержня характеризует сопротивление стержня потере устойчивости стержня при его сжатии. 2.5.29. В. Критические напряжения при σкр>σпц. О. Если критические напряжения по Эйлеру больше предела пропорциональности материала стержня: σкр≥σпц, то они определяются по формуσв 1+ ν ν = . ле: σ кр = σв , где σэ 1 + ν + ν2

Рассчитать напряжения (критические для определения общей потери устойчивости) ………………….Р1212; в произвести расчет (критических напряжений общей потери устойчивости…); а характеризовать сопротивление (стержня потере устойчивости при его сжатии); а находить решение (по формуле…) и т.д. см Определить напряжение (критическое по Эйлеру, если оно больше предела пропорциональности материала стержня по формуле…). 2.5.30. В. Критические местные напряжения Использовать формустрингеров для труб и профилей. лы (для определения О. Для определения критических напряжений критических напряжеместной потери устойчивости стержней исполь- ний местной потери зуется формулы: устойчивости стерждля трубчатого стержня ней)……………И0397; 0,3E м σ кр = ; Dδ для стержней из профиля 0,9 E м σ кр = ⋅ Kσ. (в δ )2 2.5.31. В. Порядок расчета сжатых стержней. Сравнивать потерю О. Расчет тонкостенного сжатого стержня про- (устойчивости с критиводится с целью нахождения действующих на ческими местной и обнего напряжений и сравнении их с критиче- щей…)…………С3101. скими местной и общей потери устойчивости. а Упорядочить расчет При заданных размерах стержня и характеристик (стержня при заданных его материала расчет стержня имеет следующий его размерах и харакпорядок: теристике материа1. Определяют минимальный радиус инерции: ла…); н определить радиус I l imin = min и гибкость стержня: λ = . (инерции минимальF imin

50

ный по формуле π E ⋅ C и сравнивают с I λ2 imin = min ); пределом пропорциональности материала F н рассчитать напряσ пц = 0,7σ в . 2 Если σэ≤σпц, то σэ=σкр, а если σэ≥σпц, то жения ( σ = π E ⋅ C и э критические напряжения находят по форλ2 сравнить с пределом муле: пропорциональности 1+ ν σв, σ кр = σв 2 материала 1+ ν + ν σ пц = 0,7σ в . ); σ где ν = в . н находить напряжеσэ (по формуле 3. Рассчитывают критические напряжения ме- ния стной потери устойчивости стержня по σ кр = σв 1 + ν σв ); 1 + ν + ν2 формулам: н определять напрядля материала из труб жения (действующие 0,3E м σ кр = ; на стержень по формуDδ P и из профилей ле: σ = сж ); F 0,9 E м σ кр = ⋅ Kσ. см сравнивать на(в δ )2 пряжения (с меньши4. Определяют действующие напряжения ми из двух критичем стержня: ). ских σкр и σ кр Pсж σ= . F 5. Сравнивают действующие напряжения с меньшим из двух критических напряжений м потери устойчи– общей σкр и местной σ кр вости. Условие прочности стержня: м σ ≤ σ кр ; σ ≤ σ кр . 2.5.32. В. Формула Тетмайера. Получать значение О. При критических напряжениях равных преде- ( λ = λ э , при котором лу пропорциональности σкр=σпц получим пре- справедлива формула дельное наименьшее значение λ = λ э , при котоπ2 E σ пц = 2 ) Эйлера ром справедлива формула Эйлера: λэ π2 E ……………..….П0091. σ пц = 2 , λэ в иметь формулу (Тетмайера для расчета Е . где λ э = π стержней) и т.д. σ пц 2. Рассчитывают: σ э =

2

При λ < λ э гибкость стержня стала столь мала, что критические напряжения σкр получают боль-

51

шими, чем предел пропорциональности σпц. Для этого случая расчета стержней имеют формулу Тетмайера. 2.5.33. В. Работа панели на растяжение и сжатие. О. Тонкостенная панель – это элемент конструкции, состоящей из обшивки, подкрепленной продольными элементами – стрингерами и поперечными элементами – нервюрами или шпангоутами. Под действием растягивающих нагрузок считают, что напряжения, возникающие в элементах конструкции панели – обшивке и стрингерах, одинаковы и равны: σ кр =σв (1 − аλ). Часто растягивающие или сжимающие усилия представляют в виде погонной нагрузки, то есть нагрузки приходящейся на единицу ширины паP нели q = . B При небольших сжимающих усилиях в обшивке и стрингерах возникают одинаковые напряжения сжатия. При увеличении сжимающей силы напряжения в обшивке и стрингерах возрастают до критических напряжений, соответствующих потере устойчивости обшивки σ кр.об . При таких условиях обшивка, расположенная вдали от стрингеров и неподкрепленная ими, теряет устойчивость. Обшивка, расположенная вблизи от стрингеров, ими же может воспринимать и большие усилия. Условно считают, что стрингер подкрепляет обшивку на ширине равной 30δ, то есть тридцать толщин (δ) обшивки. На этом участке обшивка работает вместе со стрингерами и способна выдержать критические напряжения, близкие к критическим напряжениям для стрингера (σкр.стр>σкр.об). Тогда сжимающие усилия элемента панели, приходящиеся на один стрингер, можно определить по формуле: Pсж.эл. = σ(Fстр + 30δ ⋅ δ ),

Подкреплять панель (тонкостенную продольными элементами – стрингерами и поперечными элементами – нервюрами или шпангоутами)……….П1111. н считать конструкцию [панели – обшивка + стрингер – одинаковой и равной σ кр =σв (1 − аλ ) ]; а представлять усилия (в виде погонной нагрузки, приходящейся на единицу ширины P панели q = ); B с уменьшать силы (напряжения в обшивке и стрингерах во избежании возрастания до критических напряжений для сохранения устойчивости обшивки σ); в подкреплять обшивку (на ширине равной 30δ); см Определять усилия (по формуле: Pсж.эл. = σ(Fстр + 30δ ⋅ δ ), где σ=σкр.стр, либо м σ = σ кр. стр ).

м где σ=σкр.стр, либо σ = σ кр. стр . 2.5.34. В. Редукционный коэффициент. Показывать долю О. Величина 30δ в = ϕ показывает, какая доля (площади обшивки на площади обшивки на участке одного стрингера участке одного стрин-

52

работает с напряжением равным напряжениям в стрингере, и называется редукционным коэффициентом обшивки: 1. Вся сжатая панель может воспринимать силу: Pсж = σ(∑ Fстр + ϕ ⋅ Fоб ); 2. для обшивки, соединенной со стрингером двухрядным швом: 30δ + d ϕ= ; в 3. если известны напряжения, действующие в стрингере, то редукционный коэффициент можно подсчитать по формуле: Е 1,9 ϕ= ⋅ . (в δ ) σстр

гера…)………..П1019; см воспринимать силу (Рсж…); н определять коэффициент (по формуле 30δ + d ϕ= …); в С подсчитать коэффициент  1,9 Е  ϕ = ⋅  . δ σ ( ) в стр   

2.5.35. В. Критические напряжения местной потери устойчивости стрингеров. О. Критические напряжения общей потери устойчивости стрингера с присоединенной обшивкой (обшивка на участке одного стрингера) зависят от расстояния между его опорами (l), то есть между нервюрами или шпангоутами, на которые опирается панель и от радиуса инерции сечения стрингера с присоединенной обшивкой (i) и подсчитываются по формуле: π2E σ кр.стр. = . (l i )2 Критические напряжения местной потери устойчивости элементов стрингера: 0,9 ⋅ E м σ кр Kσ . .стр = (в δ )2 2.5.36. В. Порядок расчета сжатых панелей. О. Панель, нагруженная сжатой силой Рсж, для которой заданы все размеры панели и ее элементов, и используемые материалы, рассчитывается в следующем порядке: 1. Подсчитываем площади стрингеров ∑ Fстр и обшивки Fоб. 2. Вычисляем значение редукционного коэффициента обшивки: 30δ 30δ + d ϕ= или ϕ = . в в 3. Определяем напряжения, действующие в

Подсчитывать напряжение (общей потери устойчивости стрингера с обшивкой)…………….П0193. с рассчитать напряжение [по формуле π2E σ кр.стр. = ]. (l i )2

Подсчитать площади (стрингеров ∑ Fстр и обшивки Fоб)….П0937. С Вычислить значение (редукционного коэффициента обшивки ϕ); а Определять напряжения (действующие в панели σ); см Определять напряжения (критиче-

53

панели: Pсж . ∑ Pстр + ϕобш ⋅ Fоб 4. Определяем критические напряжения общей и местной потери устойчивости стрингера: π2E σ кр.стр. = (l i )2 0,9 ⋅ E м σ кр Kσ . .стр = (в δ )2 5. Сравниваем полученные действующие напряжения (σ) с критическими напряжениями общей и местной потери устойчивости стрингером. Условия прочности рассчитываемой панели: м σ ≤ σ кр.стр. ≤ σ кр .стр . 2.5.37. В. Расчет стенок тонкостенных балок. О. Тонкостенные балки представляют собой удлиненные пластины, окаймленные поясами. Такие балки называют лонжеронами. Лонжерон воспринимает действующую на него поперечную силу и изгибающий момент в своей плоскости и передает их к месту крепления. При этом стенка лонжерона работает на сдвиг от касательных усилий поперечной силы, а пояса передают изгибающий момент. Для восприятия стенкой лонжерона поперечной силы надо ее распределить по высоте H стенки в виде погонных касательных усилий: gQ = Q H . Распределяют Q по стенкам стойки, расположенные в местах приложения – Q. Стенка при передаче силы Q работает на сдвиг. В ней возникают касательные напряжения τQ = Q δ ⋅ H . При этом стенка может потерять устойчивость, выпучиваться, образуя складки или волны. Для предохранения стенки от потери устойчивости на ней устанавливают стойки. Критические касательные напряжения определяют по формуле: 1+ ν τ кв = ⋅ τв , 1 + ν + ν2 где τ 0,9 Е ν = в ; τв = 0,6σв ; τ э = ⋅ Kσ ; τэ (H δ )2 σ=

ские общей и местной потери устойчивости м стрингера σкр.стр. иσкр .стр); а сравнивать напряжения [(σ) действующие с критическими напряжениями общей и местной потери устойчивости стрингером); н Определить условие (прочности рассчитываемой панели м σ ≤ σ кр.стр. ≤ σ кр .стр ].

Представлять балки (как удлиненные пластины, окаймленные поясами и называть лонжеронами)..П0097; а передавать момент (изгибающий в своей плоскости…); С распределять силу (по высоте H стенки…); с проработать вопрос (передачи силы Q на сдвиг); а устанавливать стойки (для сохранения устойчивости); см определять устойчивость (по формуле 1+ ν ⋅ τв …). τ кв = 1 + ν + ν2

54

Kσ = 5,6 + 3,8 ⋅ (в а ) . 2.5.38. В. Расчет поясов лонжеронов. О. Пояса лонжеронов нагружены сжимающими и растягивающими усилиями, уравновешивающими изгибающий момент, действующий на лонжерон. Напряжения в поясах определяются: M I σy = ; Wy = . Wy y 2

2.5.39. В. Расчет лонжеронов на разрыв. О. Тонкостенная балка – лонжерон, может работать и после потери устойчивости стенкой и образования волн. От поперечной силы возникают растягивающие усилия, направленные вдоль диагональных волн под углом 45° к продольной оси балки и равны удвоенным действующим касательным усилиям. Поэтому тонкую стенку нагруженную поперечной силой Q рассчитывают и на разрыв: 2Q σ р = 2τQ = ≤ σв . δH 2.5.40. В. Расчет тонкостенных конструкций на кручение. Формула Бредта. О. Тонкостенная замкнутая оболочка наилучшим образом воспринимает крутящий момент. Крутящий момент в сечении замкнутой оболочки воспринимается в виде потока касательных усилий, при этом в конструкции возникнут касательные напряжения τк, которые тем больше, чем меньше толщина оболочки δ. Касательные напряжения в замкнутой оболочке от действия на нее крутящего момента находятся по формуле Бредта: Mk τk = . δ ⋅ 2F0

см Рассчитать пояс (лонжеронов); в нагружать пояса (лонжеронов сжимающими и растягивающими усилиями, уравновешивающими изгибающий момент…); см Определять напряжения (по формуM I ; W y = ). лам: σ y = Wy y Производить расчет (лонжеронов на разрыв)……………П0551 ; см рассчитывать стенку (нагруженную поперечной силой Q на разрыв по формуле: 2Q σ р = 2τQ = ≤ σв ). δH Воспринимать момент (крутящий наилучшим образом…) ...………………В0411. см воспринимать усилия (в виде потока); н находить момент (крутящий по формуле Mk ). Бредта: τ k = δ ⋅ 2F0

55

3. КОНСТРУКТИВНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ – ТЕЗАУРУС КРЫЛА САМОЛЕТА Крыло в конструкции самолета является одним из основных агрегатов и его следует рассматривать как отдельную подсистему и разрабатывать тезаурус (перечень конструктивно-технологических функций) – информационный язык АСУТП, основываясь на специфических особенностях конструкции крыла, названиях его элементов и комплектующих изделий и др. 3.1.

Функции на общетехнические требования крыла

3.1.1. В. Назначение крыла. О. Крыло является важнейшей частью самолета и служит для создания подъемной силы самолета, необходимой для преодоления силы тяжести самолета. Крыло обеспечивает поперечную, а на самолетах бесхвостовой схемы продольную устойчивость и управляемость самолета. Внутри крыла часто размещают топливо. На крыле могут крепиться стойки шасси, двигатели, оборудование. 3.1.2. В. Параметры крыла. О. На долю крыла приходится до 16% массы самолета и до 50% его сопротивления: m кр m сам = 0,07 ÷ 0,16; с х.кр. с х.сам = 0,3 ÷ 0,5. 3.1.3. В. Требования к крылу. О. Форма крыла и его конструкция должны удовлетворять ряду требований: аэродинамическим, конструктивным и весовым, технологическим и эксплуатационным.

3.1.4. В. Аэродинамические требования к крылу. О. Аэродинамические требования к крылу: обеспечение необходимой устойчивости и управляемости самолета; наибольшая аэродинамического величина качества K = Y X ; меньшее сопротивление крыла; возможность получения наибольшего СУmax с применением механизации

Создавать силу (подъемную для преодоления силы тяжести самолета)………..С0099; н обеспечивать устойчивость (продольную и управляемость самолета); а размещать топливо; с крепить двигатели (шасси, оборудование и др.). Распределять долю (до 16% массы и до 50% сопротивления самолета)………Р0631. н определять массу (до 16%, сопротивления до 50%). Удовлетворять ряд (условий и требований: аэродинамическим, конструктивным, весовым, технологическим и эксплуатационным) …………………У0199. н требовать выполнения (условий…). Обеспечивать устойчивость (и управляемость самолета)… ….……………...О1391; н получать возможность (уменьшения сопротивления…);

56

крыла и без нее.

3.1.5. В. Конструктивные и весовые требования к крылу. О. Конструктивные и весовые требования крыла: достаточная прочность и жесткость конструкции крыла при минимальной ее массе; отсутствие остаточных деформаций при нагрузках, не превышающих эксплуатационные; малое измерение аэродинамических нагрузок при деформациях конструкции; удобная силовая увязка с другими агрегатами; возможно большая усталостная прочность конструкции; наличие в крыле свободных объемов и возможность их максимального использования для размещения топлива, агрегатов и систем.

3.1.6. В. Технологические требования к крылу. О. Технологические требования к крылу: возможность механизации сборочных работ; широкое применение стандартных, унифицированных и нормализованных деталей; использование наиболее производительных технологических процессов изготовления и сборки; минимальная трудоемкость изготовления конструкции.

с увеличивать СУmax (с применением механизации крыла); а повышать качество (аэродинамическое: K = Y X ). Создавать конструкцию (крыла достаточно прочную, жесткую при минимальной ее массе)………….С0933. С не превышать нагрузку (относительно эксплуатационных нагрузок при отсутствии остаточных деформаций в конструкции крыла); н увязывать агрегаты (с другими силовыми элементами конструкции крыла); а использовать объемы (свободные от конструктивных элементов для размещения топлива и др.). Использовать возможность (механизации сборочных работ при сборке крыла)……………...И1093. н унифицировать детали (конструкции крыла); н стандартизировать элементы (крепежных деталей конструкции крыла); н нормализовать крепеж (и другие элементы конструкции крыла); см создавать процесс (технологии изготовления на основе более

57

3.1.7. В. Эксплуатационные характеристики. О. Эксплуатационные требования и характеристики к крылу: удобство осмотра, обслуживания, монтажа узлов и деталей, удобство ремонта; возможность эксплуатации и хранения в любых метеоусловиях; взаимозаменяемость крыла и его секций; высокая живучесть конструкции.

3.2.

полного использования прогрессивных инструментов и приспособлений); с минимизировать трудоемкость (изготовления крыла). Выполнять осмотр (обслуживание, монтаж узлов и деталей, ремонт в удобных условиях)………..В0556. н хранить изделие (крыло и его элементы в любых метеоусловиях); с иметь возможность (взаимозаменяемости крыла и его секций); см обеспечить живучесть (конструкции крыла).

Функции по геометрическим характеристикам крыла

3.2.1. В. Геометрические характеристики крыла. О. Геометрия крыла определяется: формой профиля крыла, формой крыла в плане и видом крыла спереди.

3.2.2. В. Профиль крыла. О. Профилем крыла называется форма его сечения плоскостью параллельной плоскости симметрии самолета. Геометрическими характеристиками профиля крыла являются: хорда профиля, средняя линия, кривизна профиля; относительная кривизна профиля; относительная толщина профиля.

Определять форму (или геометрию профиля крыла в плане и видом спереди)…..О0097. С рассматривать геометрию (крыла формой профиля, формой в плане и видом спереди). Изображать форму (профиля крыла сечением его плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета) ….……………...И1333. с характеризовать профиль (крыла по геометрии: хорде профиля, средней линии, кривизне профиля, относительной толщине профиля).

58

3.2.3. В. Хорда профиля крыла. Называть отрезок (соО. Хордой (в) называют отрезок, соединяющий единяющий концевые концевые точки профиля. точки профиля крыла – хордой)………....Н1155. С соединять точки (профиля крыла хордой) и т.д. 3.2.4. В. Средняя линия крыла. Соединять точки (с О. Средней линией профиля называется линия, одинаковой координапроходящая через середины отрезков, соеди- той х на верхнем и нижняющих точки с одинаковой координатой х на нем обводах профиверхнем и нижнем обводах профиля. ля)……………….С3013. 3.2.5. В. Кривизна профиля. Представлять стрелу О. Кривизна профиля или стрела прогиба – (прогиба или кривизну это отклонение средней линии профиля от его профиля, как отклонения средней линии прохорды. филя от его хорды) …………………П0431. а изображать отклонение (средней линии профиля от его хорды, как стрелу прогиба). 3.2.6. В. Относительная кривизна профиля. Измерять кривизну О. Относительная кривизна (вогнутость) (профиля в его хорде в профиля – отношение кривизны профиля к его процентах…)….И1231; а относить кривизну хорде, измеряемая в процентах: (профиля к его хорде, f f = max ⋅ 100% f в как: f = max ⋅ 100% ). в 3.2.7. В. Относительная толщина профиля. Относить толщину Сmax О. Относительная толщина (С) профиля – от- (максимальную ношение максимальной толщины (Сmax) про- профиля к хорде)…….. филя к его хорде (в), измеряемое в процентах: ………………….О0444. а измерять толщину (а C C = max ⋅ 100% , процентах по формуле в а хс – координаты максимальной толщины про- C = Cmax ⋅ 100% ). филя. в 3.2.8. В. Геометрия крыла в плане. Охарактеризовать О. Геометрическими характеристиками кры- геометрию (крыла в ла в плане являются: удлинение крыла - λ; раз- плане)………….О2013; мах крыла – l; площадь крыла – S; сужение кры- а представить парала - η; стреловидность крыла ∠χ; форма крыла в метры (крыла как совокупность следующих: плане. удлинение крыла - λ; размах крыла – l и т.д.).

59

3.2.9. В. Удлинение крыла. О. Удлинение крыла – это отношение квадрата размаха крыла к его площади: λ = l2 S .

3.2.10. В. Размах крыла. О. Размах крыла – l – расстояние между концевыми точками крыла, измеренное по нормали к плоскости симметрии.

3.2.11. В. Площадь крыла. О. Площадь крыла – это площадь плоскости, проходящей через линии хорд крыла.

3.2.12. В. Сужение крыла. О. Сужение крыла η -отношение корневой хорды крыла к его концевой хорде – вкц; вкорн η= . вкц

3.2.13. В. Стреловидность крыла. О. О. Угол стреловидности - ∠χ - это угол образованный при виде крыла сверху линией фокусов с перпендикуляром к плоскости симметрии самолета. Линия фокусов проходит через 0,25в профилей крыла. 3.2.14. В. Прямые крылья. О. Прямые крылья имеют угол стреловидности до 15°°. Они могут быть прямоугольной или трапециевидной формы в плане, имеют значительные удлинения: λ=7-12%: и большой отно-

Относить размах (крыла к его площади: λ = l 2 S )………..О0099. а считать удлинение (крыла как отношение квадрата размаха к его площади λ = l 2 S ). Измерять размах (крыла l как расстояние между концевыми точками…)…………И0777. а считать расстояние (между концевыми точками как размах крыла). Рассматривать площадь (крыла как площадь плоскости, проходящей через линии хорд крыла)…………..Р0937. а считать площадь (плоскости, проходящей через линии хорд крыла – площадью крыла). Относить хорды (крыла к его концевой хорде вкорн вкц и η = как сужевкц ние крыла)……...О0131. н фокусировать перпендикуляр (к плоскости симметрии самолета). Образовать угол (при виде крыла сверху)…… …………………..О1131. н фокусировать перпендикуляр (к плоскости симметрии самолета). Иметь угол (стреловидности до 15°)…. ………………….И0777. н считать крыло (прямое – дозвуковым, тон-

60

сительной толщиной профиля C = 10 − 15% . Прямые крылья применяются на дозвуковых самолетах. Тонкое прямое крыло малого удлинения применяется на сверхзвуковых самолетах.

3.2.15. В. Стреловидные крылья. О. Стреловидные крылья применяются на самолетах летающих на около- и сверхзвуковых скоростях. Увеличение числа Маха (М) требует увеличения стреловидности, уменьшения удлинения и относительной толщины: χ = 35 − 40o ; λ = 6.5 - 7.5; C = 10 ÷12% при М=0,8. При М=1,8-2 χ = 60 − 65o ; λ = 2.5 - 3.5; C = 5 ÷ 6% 3.2.16. В. Треугольные крылья. О. Треугольные крылья применяются на самолетах больших сверхзвуковых скоростей. Они имеют большую стреловидность по передней кромке χ = 55 − 60o ; малое удлинение λ = 2.5 - 2 и большое сужение. Большая аэродинамическая хорда крыла в корневой части позволяет применять профили с меньшей относительной толщиной, или при той же относительной толщине иметь большую строительную высоту крыла, что приводит к уменьшению массы и увеличению жесткости.

3.2.17. В. Крылья с изменяемой стреловидностью. О. Целью изменения стреловидности (геометрии) крыла является получение хороших летных характеристик в широком диапазоне скоростей. Стреловидность меняется в пределах 15-70°, что позволяет переходить от аэродинамических характеристик прямого крыла к характеристикам

кое прямое малого удлинения – сверхзвуковым); а применять крыло (прямое как дозвуковое, а тонкое прямое малого удлинения как сверхзвуковое). Увеличивать число (Маха, следовательно увеличивать стреловидность крыла)...…У0011. н уменьшать удлинение (и относительную толщину крыла); а повышать скорость (полета, используя стреловидные крылья). см Иметь стреловидность (по передней кромке χ = 55 − 60o )….. ………………….И0444. см применять крыло (стреловидное на самолетах больших сверхзвуковых скоростей при малом удлинении λ = 2.5 - 2 ). см уменьшить массу (крыла); см увеличить жесткость (при той же относительной толщине…); см иметь высоту (крыла большую строительную, для обеспечения жесткости). Получать характеристики [летные - хорошие, в широком диапазоне скоростей за счет изменения стреловидности (геометрии) крыла]………………П0130. н менять стреловидность (в пределах 15-

61

стреловидного и треугольного.

3.2.18. В. Геометрия крыла при виде спереди. О. Геометрия крыла при виде спереди характеризуется углом Ψ, который называется углом поперечного сечения V и образуется плоскостью хорд консоли крыла к плоскости симметрии самолета. Угол Ψ влияет на поперечную устойчивость и может меняться от +7 до –7. Прямые крылья имеют положительный ∠Ψ. Стреловидные крылья имеют отрицательное поперечное V; поперечное V называется прямым или положительным, если вершина угла, образованного левой и правой половинами крыла находятся внизу, и обратным или отрицательным, если вершина угла находится сверху.

3.2.19. В. Угол установки крыла. О. Угол установки крыла – это угол, образованный средней аэродинамической хордой крыла с осью самолета. Угол установки принимается от 0° до 3°.

3.2.20. В. Аэродинамическая крутка крыла. О. Аэродинамическая крутка крыла – это увеличение кривизны профилей крыла от корня к концам крыла. Она применяется для получения нужных характеристик устойчивости и управляемости крыла.

70° при переходе от аэродинамических характеристик прямого крыла к характеристикам стреловидного и треугольного); с изменять геометрию (крыла для увеличения или уменьшения скоростей полета). Характеризовать геометрию (крыла при виде спереди углом Ψ)….. …………………..Х0015. н образовывать плоскость (хорд консоли крыла к плоскости симметрии самолета); см менять угол (Ψ о +7 до –7); см иметь сечение (поперечное V положительным, если вершина угла, образованного левой и правой половинами крыла находится внизу, отрицательным, если вершина угла находится сверху) и т.д. Принимать угол (установки крыла от 0° до 3°)…………….…П0335. н устанавливать угол (крыла, образованный средней аэродинамической хордой…); с образовывать угол (установки крыла…). Увеличивать кривизну (профилей крыла от корня к концам крыла для получения устойчивости…)………..У1551. н получать характеристики (устойчивости и

62

3.2.21. В. Геометрическая крутка крыла. О. Геометрическая крутка крыла имеет место тогда, когда хорды профилей, составляющих крыло, могут иметь разные углы по отношению к оси фюзеляжа, которые обычно у корня больше, а на конце меньше. 3.3.

управляемости крыла); а выполнять крутку (крыла…). см Искать углы (разные по отношению к оси фюзеляжа…)……… …………………..И1391. см устранять крутку (геометрическую, путем…).

Функции по нагрузкам на крыло

3.3.1. В. Нагрузка на крыло. О. К основным нагрузкам крыла в полете относятся аэродинамические и массовые силы. Для каждой из них необходимо знать характер приложения, закон распределения, направления и расчетную величину.

3.3.2. В. Аэродинамические нагрузки крыла. О. Аэродинамическая нагрузка возникает в результате взаимодействия крыла с воздушным потоком и является распределенной. Она приложена к обшивке в виде сил давления и разрежения. При рассмотрении нагружения и работы конструкции крыла пользуются погонной аэродинамической нагрузкой qy, приходящейся на единицу длины крыла. Эту нагрузку определяют G⋅n⋅ f ⋅ всеч . по формуле: q y = S кр По размеру крыла погонная аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла пропорционально хордам и приложена по линии центров давления.

Относить силы, (действующие на крыло в полете как аэродинамические и массовые).…………...О0197. н знать характер (приложения сил, закон распределения, направления и расчетную величину). Рассматривать взаимодействие (аэродинамической нагрузки на крыло с воздушным потоком как распределенную нагрузку)……. ………………….Р0077. н распределять нагрузку, (которая возникает в результате аэродинамического эффекта при взаимодействии крыла с воздушным потоком); с прилагать силу (давления к обшивке и силу разрежения); см определять нагрузку (по формуле: G⋅n⋅ f ⋅ всеч ); qy = S кр см нагружать крыло,

63

3.3.3. В. Массовые нагрузки крыла. О. Массовые нагрузки – это силы тяжести и инерции масс конструкции самого крыла, топлива, агрегатов, расположенных внутри или прикрепленных к нему снаружи. Массовые нагрузки от конструкции самого крыла и размещенного в нем топлива являются распределенными, нагрузки от агрегатов – сосредоточенными. Погонные массовые нагрузки конструкции крыла qкр распределяются по размаху так же, как и его масса. Масса крыла распределяется по размаху пропорционально хордам и поэтому: э G кр ⋅ n ⋅ f ⋅в. qкр = S кр Сосредоточенные массовые нагрузки от агрегатов определяются по формуле: Pкр = Gкр ⋅ n э ⋅ f . Равнодействующая погонных массовых сил приложенных по линии центров тяжести крыла, проходящей на 42-45% хорд от носка.

3.3.4. Суммарная нагрузка крыла. О. Равнодействующая аэродинамической qу и массовой qкр нагрузок, называется суммарной погонной нагрузкой и определяется как их разность: Gкр n э f Gn э f q∑ = q y − qкр = ⋅в ⋅в ; S кр S кр q∑

( G − Gкр )/ n э f = ⋅в. S кр

(распределяя нагрузку по размаху крыла пропорционально хордам…); см приложить давление (по линии центров крыла). Считать нагрузки (как массовые или силы тяжести и инерции масс конструкции самого крыла, топлива, агрегатов, расположенных внутри или прикрепленных к нему снаружи)……...С0588. см сосредотачивать нагрузки (от агрегатов); см распределять нагрузки (по размаху крыла qкр так же, как и массу крыла); см определять нагрузки (по формуле Pкр = Gкр ⋅ n э ⋅ f ); с прилагать центр (тяжести по линии хорд крыла, проходящей на 42-45% хорд от носка). Называть нагрузку (суммарной погонной как равнодействующую аэродинамической qу и массовой qкр) …………………Н0397. С определять разность  ( G − Gкр )/ nэ f  ⋅ в . q∑ = S кр  

64

3.4.

Эпюры сил и моментов крыла, их функции

3.4.1. Построение эпюр суммарных погонных нагрузок. О. Для построения эпюры суммарных погонных нагрузок (qΣ) делят крыло по размаху на ряд сечений (обычно это место установки эпюр). Зная значения: G – вес самолета; Gкр – веса крыла; nэ – эксплуатационной перегрузки; f – коэффициента безопасности; всеч – длина хорды в каждом выбранном сечении. Вычисляем по формуле: ( G − Gкр )/ n э f ⋅ в ⋅ cos χ значения суммарной q∑ = S кр погонной нагрузки в каждом сечении крыла. Здесь Sкр – площадь крыла, а cosχ - угол, учитывающий стреловидность крыла. По найденным значениям суммарной погонной нагрузки в каждом сечении, в масштабе строим эпюру qΣ для крыла.

3.4.2. В. Эпюры сил и моментов крыла. О. Эпюры сил моментов крыла строятся для того, чтобы можно было определить значение поперечной силы Q; изгибающего момента М и крутящего - Мкр в любом сечении крыла. Значения Q, M и Mкр необходимы для расчета крыла на прочность. Крыло рассматривается как двухопорная балка с консолями. Опорами являются узлы крепления крыла к фюзеляжу. Симметричность конструкции и нагрузок позволяют строить эпюру сил и моментов для одного полукрыла, которое можно рассматривать как балку, жестко защемленную в фюзеляже.

3.4.3. Построение эпюр поперечных сил. О. Для построения эпюры поперечных перере-

Делить крыло (по размаху на ряд сечений)……………Д0011. н вычислять нагрузку (суммарную по формуле: (G−Gкр)/ nэ f ⋅ в⋅ cosχ); q∑ = Sкр с строить эпюру (для крыла qΣ); см определять значения (G – вес самолета; Gкр – веса крыла; nэ – эксплуатационной перегрузки; f – коэффициента безопасности; всеч – длина хорды в каждом выбранном сечении); с учитывать стреловидность (крыла). см Строить эпюры (сил моментов); см Определять значения (поперечной силы Q; изгибающего момента М и крутящего момента Мкр); см рассматривать крыло (как двухопорную балку с консолями); Крепить крыло (опорами и узлами к фюзеляжу)……….…К0017; а рассматривать полукрыло (как балку, жестко защемленную в фюзеляже для построения эпюры). Построить эпюру (поперечных сил)...П0555.

65

z1

с выделить участок (на эпюре q∑ длиной dz); С представлять силу (как элементарную площадку эпюры q∑); а выразить силу (как

0

Q1 = ∫ q∑ ⋅ dz );

зывающих сил выделяют на эпюре q∑ элементарный участок длиной dz. Элементарная поперечная сила: dQ = q∑ ⋅ dz представляет собой элементарную площадку эпюры q∑. Вся поперечная сила в первом сечении z = z1 выразится как: Q1 = ∫ q∑ ⋅ dz . Интеграл представляет собой площадь эпюры q∑ от конца крыла (нулевое сечение) до первого сечения. Следует, что поперечная сила в любом сечении крыла численно равна площади эпюры q∑ от конца крыла до данного сечения. Интеграл можно вычислить графоаналитическим способом (методом трапеций), заменяя участки эпюры q∑ между сечениями трапециями. Для каждого участка между сечениями находим приращение поперечной силы и саму поперечную силу. Если концевое сечение обозначить цифрой нуль (0) и Q0=0, то Q1 = Q0 + ∆Q1 , q +q где ∆Q1 = 0 1 ⋅ ∆Z ; 2 ∆Z - расстояние между сечениями; ∆Q1 - приращение поперечной силы в первом сечении по сравнению с нулевым. Тогда поперечная сила в любом сечении определиться QП = QП −1 + ∆QП , + qП q ⋅ ∆Z . где ∆QП = П −1 2 Подсчитав значения поперечной силы в каждом сечении строят ее эпюру. При наличии на крыле сосредоточенных сил в местах их приложения на эпюре Q имеются скачки величиной: Pагр = Gагр ⋅ n э ⋅ f . Агрегаты разгружают крыло в полете. 3.4.4. В. Построение эпюр изгибающих моментов. О. Эпюры изгибающих моментов М строят методом графоаналитического интегрирования эпюр поперечных сил Q. Площадь элементарного участка эпюры Q, равная Qdz представляет собой элементарный момент dM=Qdz. Изгибающий

z1 0

н представить интеграл (площадью эпюры q∑ от конца крыла до первого сечения); н приравнять силу (в любом сечении крыла площади эпюры q∑ от конца крыла до заданного сечения); а вычислить интеграл [графоаналитическим способом (методом трапеций)]; с заменить участок (эпюры q∑ между сечениями трапециями); н находить приращение (поперечной силы и саму поперечную силу); н обозначить сечение (цифрой нуль); в определить силу (поперечную в любом сечении как QП = QП −1 + ∆QП …); см строить эпюру; С разгружать крыло (в полете агрегатами). см Построить эпюру (изгибающих моментов); Использовать метод (графоаналитического интегрирования эпюры поперечных сил Q)

66

момент в первом сечении крыла выразится инте- ….………….…..И0793. гралом: см представлять моz1 мент (элементарный M 1 = ∫ Qdz . dM=Qdz); 0 в выражать момент Следовательно, изгибающий момент М в любом (изгибающий интеграсечении крыла равен площади эпюры Q от конца z1 крыла до данного сечения. Заменяя участки эпю- лом M 1 = ∫ Qdz ); ры Q трапециями и последовательно суммируя их 0 площади, определяем значения М в сечениях и см приравнивать мостроим эпюру М. Так: M 0 = 0; M 1 = M 0 + ∆M 1 ; мент (площади эпюры Q от конца крыла до Q + Q1 ∆M 1 = 0 ⋅ ∆z , то есть: данного сечения); 2 с заменять участки M П = M П -1 + ∆M П , (эпюры Q трапециями); QП −1 + QП ⋅ ∆z . В местах приложения см Определять значегде ∆M П = 2 ния (М в сечениях и сосредоточенных сил Рагр на эпюре М будет пе- строить эпюру М); релом. а вывести перелом (аналитически в местах приложения сосредоточенных сил Рагр). 3.4.5. В. Построение эпюр погонных крутящих Объяснять наличие (крутящих моменмоментов. О. Наличие крутящих моментов Мкр в сечениях тов)……………О0977. крыла объясняется тем, что центр давления см рассчитывать цен(ЦД) и центр тяжести (ЦТ) в сечениях крыла, тры (давления, тяжегде приложены погонные аэродинамические на- сти для совпадения с грузки qy и погонные массовые нагрузки qкр не центром жесткости); совпадают с центром жесткости (ЦЖ), вокруг см подсчитать момент которого происходит поворот сечения. Поэтому (погонный крутящий равный, по формуле: погонный крутящий момент равен: ' ' m = q y ⋅ xцж + q y ⋅ xцж , m = q y ⋅ xцж + q y ⋅ xцж ); см вычислить значегде xцж - расстояние между ЦД и ЦЖ; ние (m для каждого се' xцж - расстояние между ЦТ и ЦЖ. Вычисляя значения); чение m для каждого сечения крыла получаем с получить эпюру (поэпюру погонных крутящих моментов. гонных крутящих моментов). 3.4.6. В. Построение эпюр крутящих моментов. Обосновать эпюру О. Эпюру крутящих моментов Мкр строят мето- (крутящих моментов дом графоаналитического интегрирования эпюры Мкр методом графоанаz1 литического интегриm. Так как dM кр = mdz и M кр = ∫ mdz , то крутя- рования эпюры m) 0 …………………О0017. щий момент в любом сечении крыла равен пло- н найти равенство

67

щади эпюры m от конца крыла до данного сечения. Последовательно суммируя площади эпюры m, получают значения Мкр во всех сечениях крыла и строят эпюру, то есть: Мкр0=0. M кр1 = M кр0 + ∆M кр1 ,

(крутящего момента в любом сечении крыла, равное площади эпюры m); см получить значение (Мкр во всех сечениях m + m1 ⋅ ∆z и в любом сечении крыла и строить эпюгде ∆M кр1 = 0 2 ру) и т.д. mП −1 + mП ⋅ ∆z . M кр П = M кр П −1 + ∆M кр П и ∆M кр П = 2 3.4.7. В. Центр жесткости, тяжести, давления Называть точку (центром жесткости сечекрыла. О. Центром жесткости сечения называют точку, ния, в которой прилов которой приложенная сила не вызывает круче- женная сила не вызыния данного сечения, и относительно которой по- вает кручения данного ворачивается сечение, если поперечные силы не сечения…)…….Н0888. проходят через нее. Центр тяжести крыла опре- н поворачивать сечеделяют как частное от деления суммы моментов ние, (если поперечные масс агрегатов и частей крыла на полетную массу силы не проходят через крыла. Центром давления называют точку при- точку); с не вызывать кручеложения полной аэродинамической силы. ние (данного сечения…); а определять частное (от деления суммы моментов масс агрегатов и частей крыла на полетную массу крыла как центр тяжести); в называть точку (приложения полной аэродинамической силы – центром давления).

68

4. ТЕЗАУРУС ИНФОРМАЦИОННО-ПОИСКОВЫЙ ПО КОНСТРУКЦИИ КРЫЛЬЕВ Конструкция крыльев значительно сложнее конструкции других агрегатов самолета, так как крыло имеет очень малые внутренние объемы, использует для изготовления совершенно отличные технологии и является совокупностью средств механизации и автоматизации, различных конструктивных материалов и элементов, геометрических поверхностей и т.д. 4.1. Силовые элементы крыльев, назначение, работа, конструкция и их функции 4.1.1. В. Силовые элементы крыльев, назначение, работа, конструкция. О. Силовыми элементами крыла являются: продольные элементы (лонжероны, стенки и стрингеры), поперечные элементы (нервюры) и обшивки. 4.1.2. В. Лонжероны. О. Лонжероны воспринимают изгибающий момент М и поперечную силу Q. Изгибающий момент М воспринимают пояса лонжеронов, в которых возникают противодействующие ему силовые усилия сжатия и растяжения. Стенки лонжеронов воспринимают всю поперечную силу Q и работают на сдвиг. Стенки с обшивкой образуют замкнутый контур, воспринимающий крутящий момент Мкр, от действия которого возникают касательные усилия кручения. Лонжероны могут быть и ферменной конструктивно-силовой схемы. Балочные лонжероны представляют собой тонкостенные продольные балки, состоящие из поясов, стенок и стоек, площади которых из условия равнопрочности уменьшаются от корня к концу крыла. Пояса и стенки выполняются из высокопрочных алюминиевых сплавов фрезерованием или химическим травлением профилей и листов соответственно. Ферменные лонжероны выполняются в виде раскосо-стоечных плоских ферм, у которых пояса связаны стойками и раскосами. Все элементы ферменного лонжерона изготавливаются из профилей таврового или швеллерного сечения.

Составлять конструкцию (крыла из лонжеронов, стенок, стрингеров, нервюр) ………………….С0019. Воспринимать момент (изгибающий М и поперечную силу Q)… ………………….В0062. а образовывать контур (замкнутый, воспринимающий крутящий момент Мкр); н выполнять лонжероны (ферменной конструктивно-силовой схемы); с представлять лонжероны (в виде тонкостенных продольных балок, состоящих…); с получать пояса (и стенки методом фрезерования или химфрезеровния из высокопрочных алюминиевых сплавов); н изготавливать элементы (ферменного лонжерона из профилей таврового или швеллерного сечения). С связывать пояса

69

4.1.3. В. Продольные стенки. О. Продольные стенки работают подобно лонжеронам. Конструктивно стенки выполняются из листов алюминиевых сплавов с отбортовкой, выполняющей роль поясов лонжеронов. Стенки имеют отбортованные отверстия.

4.1.4. В. Стрингеры. О. Стрингеры работают на поперечный изгиб с опорами на нервюрах, как многоопорные балки и на растяжение – сжатие как стержни. Стрингеры представляют собой профили прессованные или гнутые из алюминиевых сплавов различного сечения. Стрингеры подкрепляют обшивку.

4.1.5. В. Нервюры. О. Нервюры различают нормальные и силовые, а по конструктивной схеме – балочные, рамные и ферменные. Нервюры работают в своей плоскости как тонкостенные балки, передовая с обшивки через стрингеры распределенные аэродинамические силы давления и разрежения на лонжероны крыла. Балочные и ферменные нервюры работают и конструктивно выполнены как одноименные лонжероны крыла.

4.1.6. В. Обшивка. О. Обшивка образует контур крыла и герметизирует его. Обшивка работает на кручение в замкнутом контуре со стенками лонжеронов и на изгиб вместе со стрингерами в составе панелей. Обшивка выполняется из листового мате-

(стойками и раскосами). Конструировать стенки (из листов алюминиевых сплавов)……… …………………К0099. н отбортовывать лист (для выполнения отбортовкой роли поясов лонжеронов); с иметь отверстия (отбортованные…). Растягивать – сжимать стержни (как многоопорные балки)………..…….Р0017. н представлять стрингеры (как прессованные профили или гнутые из алюминиевых сплавов различного сечения); с подкреплять обшивку (стрингером). Различать нервюры (как нормальные и силовые)…….……Р0166. с конструировать схему (нервюр – балочную, рамную и ферменную); а передавать силы (распределенные, аэродинамические, давления и разрежения на лонжероны крыла); см выполнять нервюры (ферменные как одноименные лонжероны крыла). Образовывать контур (крыла и обеспечивать его герметизацию)…… ………………….О0955. см выполнять обшивку (из листового мате-

70

риала в виде монолитных панелей и многослойных конструкций. Листовая обшивка выполняется из листов сплавов легких и жаропрочных материалов различной толщины. К концу крыла толщины уменьшаются механическим фрезерованием или химическим вытравливанием. Монолитные обшивки панели выполняются в виде монолита обшивки со стрингерами и поясами нервюр из алюминиевых плит фрезерованием на станках с ЧПУ, методами прессования, штамповки, химического травления, различных сечений и габаритов. Многослойная обшивка состоит из двух листов алюминиевых сплавов, между которыми расположен заполнитель из сотовых блоков, пенопласта, гофрированных листов. Эта конструкция чаще всего оклеивается.

риала в виде монолитных панелей); н уменьшать толщину (обшивки к концу крыла фрезерованием или химическим травлением); с фрезеровать обшивку (к концу крыла); а обрабатывать обшивку (на станках с ЧПУ); с заполнять пустоту (между листами заполнителями из сотовых блоков, пенопласта или гофрированными листами). С оклеивать конструкцию (обшивки крыла).

4.2. Функции на конструктивно-силовые схемы крыльев. 4.2.1. В. Конструктивно-силовые схемы крыльев. О. Под конструктивно-силовой схемой крыла понимается совокупность и взаимное расположение элементов конструкции (лонжеронов, стрингеров, нервюр, обшивки), воспринимающих основные силовые факторы. Силовые схемы крыльев определяются восприятием изгибающего момента элементами конструкции крыла и подразделяются на два типа: лонжеронные, моноблочные или кессонные.

4.2.2. В. Лонжерон. Схема крыла. О. Лонжеронным называют крыло, у которого изгибающий момент М воспринимается мощными поясами лонжеронов, а относительно слабые стрингеры служат для подкрепления тонкой обшивки. Лонжеронные крылья стыкуются с фю-

Понимать совокупность (и взаимное расположение элементов конструкции как конструктивно-силовую схему крыла)….П1337; см воспринимать факторы (изгибающего момента элементами конструкции крыла); см подразделять типы (конструкции крыла: лонжеронные, моноблочные или кессонные). см называть крыло (лонжеронным, у которого изгибающий момент М воспринимается мощными поясами лонжеронов);

71

зеляжами точно по лонжеронам, а стрингеры и Подкреплять обшивобшивка у борта фюзеляжа обрываются. ки (относительно слабыми стрингерами)….. …………………П0448. с стыковать крыло (лонжеронное с фюзеляжем точно по лонжеронам); а обрывать стрингеры (и обшивку у борта фюзеляжа). см считать крыло 4.2.3. В. Моноблочная схема крыла. или О. Моноблочным (кессонным) называют кры- (моноблочным ло, у которого изгибающий момент воспринима- кессонным, у которого момент ется верхней и нижней панелями, состоящими изгибающий из толстой обшивки, подкрепленной стрингера- воспринимается верхми. Моноблочные крылья стыкуются всеми си- ней и нижней панеляловыми элементами: обшивкой, стрингерами, ми…); лонжеронами, то есть во всему контуру монобло- стыковать крыло (со всеми силовыми элека – кессона. ментами по всему контуру моноблока-кессона)……………С0117. 4.3. Функции сравнительного анализа лонжеронных и моноблочных крыльев 4.3.1. В. Сравнительный анализ лонжеронных и моноблочных крыльев. О. Выбор лонжеронной или моноблочной (кессонной) схемы крыла определяется: массой, жесткостью, компоновкой, удобством в эксплуатации, живучестью. Влияние каждого фактора выявляется при условии, что материал, габариты, прочность и нагруженность крыльев одинаковы.

4.3.2. В. Сравнение по массе. О. При большой нагрузке и малой строительной высоте лонжеронного крыла усилия в поясах лонжеронов увеличиваются и их делают очень массивными. Поэтому материал поясов

Выбирать схему (лонжеронной или моноблочной – кессонной конструкции крыла)…. ………………….В0099. н выявить факторы (массы, жесткости, компоновки, удобства в эксплуатации, живучесть); с подбирать материал, (габариты, прочность и нагруженность крыльев одинаковыми). Сравнивать массу (крыла)………...С0073. н увеличивать массу; с приближать материал (поясов к ней-

72

приближается к нейтральной оси и используется хуже, чем у панелей моноблочного крыла, расположенных на максимально возможном расстоянии от нейтральной оси. 4.3.3. В. Сравнение по жесткости. О. Моноблочные крылья обладают большой жесткостью на кручение и изгиб благодаря более толстой обшивке и меньшим напряжением в стрингерах по сравнению с поясами лонжеронов лонжеронного крыла. У моноблочных крыльев деформация обшивки меньше, что лучше сохраняет форму профиля в полете.

4.3.4. В. Сравнение по компоновке. О. По компоновке лучше лонжеронное крыло, так как его крепление к фюзеляжу шпиндельными узлами позволяет внутрифюзеляжную часть крыла (центроплан) заменить кольцевыми шпангоутами – лонжеронами. Моноблочное крыло стыкуясь по всему контуру, предполагает обязательное наличие центроплана. В лонжеронных крыльях можно делать вырезы в обшивке без снижения прочности крыла. Вырезы закрываются легкими крышками-панелями, не участвующими в работе. В моноблочных крыльях вырезы в панелях кессона обязательно закрываются силовыми панелями, что утяжеляет крыло.

4.3.5. В. Сравнения по живучести. О. Живучесть моноблочного крыла выше, так как прочность обеспечивается большим числом элементов. Разрушение части панели не разрушает крыло. В лонжеронном крыле разру-

тральной оси…); с удалять материал (от нейтральной оси на максимально возможное расстояние). см Сравнивать жесткость (на кручение и изгиб); см иметь обшивку (более толстую и меньшим напряжением в стрингерах по сравнению с поясами лонжеронов лонжеронного крыла); Сохранять форму (профиля в поясе у моноблочных крыльев)…. ………………….С0733. Компоновать крыло [лонжеронное, так как его крепление к фюзеляжу шпиндельными узлами позволяет внутри фюзеляжную часть крыла (центроплан) заменить кольцевыми шпангоутами - лонжеронами]………..К0563. н позволять замену (крепления крыла шпиндельными узлами на кольцевые шпангоуты – лонжероны); с закрывать вырезы (силовыми панелями); а совершенствовать конструкцию (с облегчения сборки и снижения массы крыла). Обеспечить прочность (моноблочного крыла за счет большого числа элементов)…….. …………………О0066.

73

шение лонжерона выводит крыло из строя.

н сохранять крыло (при разрушении части панели); а разрушать часть (панели при испытаниях механических и летных с цепью выяснения живучести). 4.3.6. В. Сравнение по удобству в эксплуатации. см обеспечивать удобО. В эксплуатации лонжеронное крыло удоб- ство (в эксплуатации); нее, так как демонтаж отъемных частей и кры- с применять крыло шек люков проще и требует меньше времени. (лонжеронное в случаях, когда демонтаж объемных частей приходится производить при ограниченном времени); эксплуатировать крыло (в случаях производства частого демонтажа для ремонта или замены)……Э0005. 4.4. Функции разъемов и стыков крыльев 4.4.1. В. Разъемы и стыки крыльев. О. Разъемы крыльев бывают конструктивные и технологические. Стыки осуществляют силовую связь между частями крыла и между крылом, и фюзеляжем. 4.4.2. В. Разъемы крыльев. О. Деление крыла на центроплан и две консоли, или на центроплан, две средние части и две консоли (отъемные части) крыла. Центроплан может иметь размах равный диаметру фюзеляжа или может быть большим. Наиболее легким будет крыло без разъемов по размаху. 4.4.3. В. Конструкции центропланов. О. Центроплан – часть крыла, у которой продольные элементы (лонжероны, стрингеры, обшивка) и нервюры продолжаются на участке внутри фюзеляжа. Конструкция центроплана по-

Осуществлять связь (силовую между частями крыла)…...О1501. с конструировать разъемы (технологичными и конструктивно оптимальными). Делить крыло (на центроплан и две консоли)…………...Д0017. с сравнивать размер (центроплана с диаметром фюзеляжа); а облегчать крыло (без разъемов по размаху) и т.д. Продолжать часть (крыла, у которой продольные элементы и нервюры продолжаются на участке внутри

74

добна конструкции корневой отъемной части крыла (ОЧК). Центроплан имеет усиленные бортовые нервюры фюзеляжа. Стыковые узлы могут быть моментными и шарнирными. Моментный узел передает изгибающий момент и поперечную силу. Шарнирный узел передает только поперечную силу. Моментные узлы устанавливают на лонжеронах, шарнирные - на продольных стенках. Контурные соединения применяют в стыках моноблочных крыльев.

4.4.4. В. Стыковые узлы и контурные соединения. О. Стыковые узлы различают и проектируют как моментными, так и шарнирными. Контурные соединения в самолетостроении применяют в стыках в конструкции моноблочных крыльев.

4.4.5. В. Точечные стыки крыльев. О. Точечные стыки лонжеронных крыльев представляют собой узлы вильчатой конструкции (типа ухо-вилка). При большом числе проушин узлы называются гребенчатыми. Проушины работают на разрыв и смятие. Оси отверстий под стыковые болты располагают вертикально и горизонтально. При малой толщине крыла применяют сквозные вертикально расположенные болты. Кроме вильчатых применяют фитинговые узлы. Крепежные болты при этом работают на растяжение. Фитинги соединяются фланцами. Крепежные болты устанавливаются в колодцах внутри контура крыла.

фюзеляжа)…….П0897. с усиливать нервюры (фюзеляжа); а выполнять узлы (моментными и шарнирными); см передавать силу (поперечную); см передавать момент (изгибающий и поперечную силу); н устанавливать узлы (на лонжеронах шарнирные, др.); с применять соединения (контурные в стенках моноблочных крыльев). Различать узлы (как моментные, так и шарнирные)….….....Р0009. см применять конструкцию (соединений контурных в стыках моноблочных крыльев). см представлять стыки (точечные лонжеронных крыльев, как узлы вильчатой конструкции); см называть узлы (гребенчатыми при большом числе проушин); Располагать оси (отверстий под стыковые болты вертикально и горизонтально)...Р0379. а применять болты (при малой толщине крыла сквозные вертикально расположенные); с чередовать применение (вильчатых и

75

4.4.6. В. Контурные соединения крыльев. О. Конструкция контурных соединений моноблочного крыла представляет собой фланцевое соединение, образованное монолитными фитинговыми стыковыми профилями (фитинговыми гребенками). Стыковые профили хорошо соединяются с силовыми элементами кессона: обшивкой, стрингерами, поясами лонжеронов. Фитинговые гребенки имеют концы для закладки крепежных болтов. Болты контурного стыка в растянутой зоне крыла работают на разрыв от изгиба и на срез от кручения. Стыковые фитинговые гребенки изготавливаются из тех же материалов, что и силовые элементы кессона.

фитинговых узлов). Соединять фланцы (в контурную конструкцию моноблочного крыла)…………С0831. н образовывать стыки (монолитными фитинговыми профилями - фитинговыми гребенками); с стыковать профили (с силовыми элементами); с крепить гребенки (за концы для закладки крепежных болтов); н изготавливать гребенки (из тех же материалов, что и силовые элементы кессона). Определять нагрузку (R в одной точке)……. ….……………..О0191. с находить силу (действующую на узел по M формуле S n = n ); Hn а изобразить формулу [ Qп.ст = (Qп ± Qм.кп ) для определения суммарной поперечной силы); н вычислить нагрузку (по конечной фор-

4.4.7. В. Нагрузки на стыковочные соединения. О. На стыковочные узлы в двухлонжеронном крыле действуют изгибающий и крутящий моменты и перерезывающая сила. Определяют погонную нагрузку R в одной точке стыка. Осевую силу, действующую на узел находят по форM муле: S n = n . Hn Суммарная поперечная сила определяется как: Qп.ст = (Qп ± Qм.кп ), M Qn и Qм.кп = k , B поперечные силы Qn и Mкр, 2 где В – расстояние между лонжеронами. В итоге: муле R = S n2 + Qnct ). 2 2 R = S n + Qnct . 4.4.8. В. Нагрузки на контурные соединения. см Определять наО. Определение нагрузок на контурные соеди- грузки (на концевые нения заключается в определении нагрузки на соединения…); один (i-й) борт. Действующие силы и моменты те см вычислять силу ( и же (Q, M, Mкр). Осевую силу S1, действующую на моменты Q, M, Mкр); один i-й болт, определяем из условия, что усилие нагружать панель, S, нагружающее всю панель, распределяется (распределяя между между болтами пропорционально их площадям болтами пропорциоразрыва: нально их площади

76

SFpi M , и Si = H F ∑ pi где Fpi – площадь поперечного сечения одного iго болта в растянутой зоне; ∑ Fpi – суммарное сечение всех растянутых болтов. Сила Тi, срезающая один i-го болт, имеющий сечение Fi возникают при передаче крутящего момента Мкр. Определяют ее: (0,5 ⋅ M кр ⋅ Fi ), Ti = (H ⋅ ∑ Fi ) где Fi – площадь среза одного болта. Учитывается только половина Мкр, так как другая его половина передается на стенки лонжеронов. Тогда для передней стенки суммарная поперечная сила: (0,5 ⋅ M кр ) . Qn ± QM кр .п = Qп ± B S=

разрыва: SFpi M S= ); и Si = H F ∑ pi н распределять силы (между болтами пропорционально их площадям разрыва); см определять силу [по формуле: (0,5 ⋅ M кр ⋅ Fi ) ]; Ti = (H ⋅ ∑ Fi ) с учитывать момент (Мкр, так как другая его половина передается на стенки лонжеронов); см вычислить силу (поперечную по формуле: 0,5⋅ Mкр Qn ±QMкр.п = Qп ± ); B

4.5. Вырезы в крыльях и их функции 4.5.1. В. Вырезы в крыльях. О. Вырезы в крыльях нарушают непрерывность силовых элементов и ослабляют их. Влияние выреза зависит от его размеров, вида силового воздействия, конструктивного оформления. Вырезы могут быть компенсированными и некомпенсированными. 4.5.2. В. Компенсированные вырезы. О. Компенсация (восстановление прочности) больших вырезов достигается постановкой съемных силовых панелей, равнопрочных с вырезанными участками. По краям силовая панель соединяется с силовой окантовкой выреза, соединенной со стрингерами, обшивкой и нервюрами с помощью болтов, чем обеспечивается передача усилий. Съемные силовые панели утяжеляют конструкцию крыла и усложняют его эксплуатацию. В стенках нервюр, лонжеронов небольшие вырезы компенсируются путем окан-

Облегчать конструкцию (крыла за счет вырезов)……….О0444. н компенсировать прочность (крыла); с оформлять конструкцию (вырезов соответствующим видом силового воздействия). Компенсировать вырезы (постановкой съемных силовых панелей)………….К0043. с восстанавливать прочность (крыла); н устанавливать панели (съемные силовые); н соединять панель (с силовой окантовкой выреза);

77

товки их накладками из листа или отбортовками см обеспечить переотверстий. дачу (усилий с помощью болтов). 4.5.3. В. Некомпенсированные вырезы. Размещать шасси (в О. Большие некомпенсированные вырезы де- некомпенсированные лаются в местах, требующих частого доступа, вырезы)………...Р0019. для размещения шасси. Они ослабляют конст- н усиливать конструкцию и требуют ее усиления, так как панели рукцию (в местах не(или щитки) прикрывающие вырезы, делаются не компенсированных силовыми, но жесткими и прочными. Большие вырезов); некомпенсированные вырезы влекут за собой с прикрывать вырезы (панелями или щиткабольшие изменения в силовой схеме крыла. ми); а упрочнять вырезы (жесткими элементами); н изменять схему (силовых конструкций крыла). 4.5.4. В. Носки крыльев. Воспринимать наО. Носок – это съемная часть крыла, испыты- грузки (большие аэровает большие аэродинамические нагрузки. По- динамические)...В0073. этому конструкция его должна быть жесткой и с упрочнять носок; прочной. Конструкция носка состоит из доста- с подкреплять носок точно толстой обшивки, подкрепленной диа- (диафрагмами – носкафрагмами (носками нервюр), число которых ми нервюр, число кобольше чем средних частей нервюр. Вдоль носка торых больше, чем проходят профили – пояса, которыми носок кре- средних частей нерпится к переднему лонжерону крыла анкерными вюр); болтами и плавающими гайками. В носке часто а крепить носок (к пелонжерону монтируется противообледенительная система реднему крыла…); самолета. а монтировать систему (противообледенительную…). 4.6. Механизация крыла и ее функции 4.6.1. В. Механизация крыла, назначение, составные части. О. Механизация крыла (закрылки, предкрылки, интерцепторы) – неотъемлемая часть крыла. Она позволяет менять аэродинамические характеристики крыла при взлете и посадке с целью уменьшения взлетно-посадочных свойств самолета (посадочная скорость, скорость отрыва,

Механизировать крыло (закрылки, предкрылки, интерцепторы) ………....М0003; в увеличивать силу (подъемную крыла); см увеличивать площадь (крыла для уве-

78

длина пробега и разбега).

4.6.2. В. Назначение, типы механизации. О. Предусматривается два вида механизации крыла: • для увеличения несущей способности крыла Су; • для увеличения лобового сопротивления Сх. Оба вида входят в состав крыла. Для увеличения несущей способности крыла имеются две группы средств механизации: аэродинамические и энергетические. 4.6.3. В. Аэродинамические средства механизации крыла. О. В группу аэродинамических средств механизации крыла входят различного типа закрылки и предкрылки. Выдвижные многоцелевые закрылки и предкрылки увеличивают кривизну профиля, площадь крыла, энергию пограничного слоя.

4.6.4. В. Энергетические средства механизации крыла. О. К энергетическим средствам механизации относят устройства, производящие воздействие на пограничный слой энергией воздушных или газовых потоков. Это устройства управления пограничным слоем: путем сдува пограничного слоя с крыла или его отсоса.

личения подъемной силы); в менять характеристики (при взлете и посадке с целью улучшения взлетнопосадочных свойств самолета). Увеличивать способность (несущую крыла Су)……………...У0023; см увеличивать сопротивление (лобовое Сх); а иметь группы (аэродинамические и энергетические). Механизировать крыло (для совершенствования и облегчения управления самолетом)…………М0013; с вмещать механизацию (в конструкцию крыла типа закрылков и предкрылков); н увеличивать площадь (и кривизну профиля крыла, энергию пограничного слоя). Относить устройства (к энергетическим средствам…)….О0713; с производить воздействие (на пограничный слой энергией воздушного или газовых потоков); а сдувать слой (пограничный с крыла, то есть управлять пограничным слоем).

4.6.5. В. Нагрузки механизации крыла. Совершенствовать О. Нагрузками механизации являются аэро- управление (самоле-

79

динамические силы. Массовыми нагрузками, ввиду их малости, пренебрегают. Расчетную аэродинамическую нагрузку, действующую на закрылок определяют по формуле: Pмех = Cn ⋅ g мех ⋅ S мех ⋅ f , где Сn – коэффициент нормальной силы; gмех – скоростной напор; S – площадь закрылка; f – коэффициент безопасности. По размаху механизации погонная аэродинамическая нагрузка распределяется пропорционально хордам закрылка, предкрылка: P ⋅в q мех = мех мех . S мех По хорде крыла нагрузка распределяется по треугольному (для закрылков) и прямоугольному (для интерцепторов) законам.

4.6.6. В. Конструкция закрылков. О. Закрылки имеют продольный и поперечный силовой наборы и обшивку, образующую замкнутый контур. Конструкция подобна конструкции крыла. Закрылок представляет собой выдвижную хвостовую часть крыла. Каркас закрылка состоит из лонжеронов, набора нервюр, обшивки и законцовочного профиля. Закрылок выдвигается в рабочее положение при помощи кареток закрепленных на нем по рельсам на заднем лонжероне крыла или на балке механизации. Закрылки могут быть трехщелевыми и состоять из дефлектора, средней части закрылка и хвостовой части закрылка, связанных между собой кинематически. Для выдвижения закрылка используют электромеханические или гидромеханические приводы. В выдвинутом состоянии образуются профилированные щели между хвостовой частью крыла и дефлектором, между дефлектором и средней частью закрылка, между средней частью закрылка и хвостовой частью закрылка.

том за счет механизации и распределения нагрузок)………С0635. с рассчитывать нагрузку (действующую на закрылок по формуле Pмех = Cn ⋅ g мех ⋅ Sмех ⋅ f ); а распределять нагрузку (по размаху механизации пропорционально хордам закрылка, предкрылка, как P ⋅в q мех = мех мех ); S мех с нагружать крыло (по треугольному для закрылков и прямоугольному для интерцепторов – законам). Иметь конструкцию (закрылка, подобную конструкции крыла, с образованием замкнутого контура)….И0936; с представлять часть (хвостовую крыла, которая выдвигается); н составлять каркас (закрылка из лонжеронов, набора нервюр, обшивки и законцовочного профиля по входимости); с выдвигать закрылок (в рабочее положение при помощи кареток и закрепленных на закрылке рельсом на заднем лонжероне крыла или на балке механизации); а связывать кинематику (закрылка через дефлектор, среднюю

80

4.6.7. В. Конструкция интерцептеров. О. Интерцепторы применяются как воздушные тормоза для увеличения сопротивления самолета, что приводит к уменьшению аэродинамического качества. Это дает возможность управлять траекторией самолета при посадке и уменьшает длину пробега. Интерцепторы используются как органы поперечной управляемости дополнительно к элеронам. Интерцепторы не меняют замкнутого контура, работающего на кручение. Конструктивно они представляют собой пластины, подкрепленные с одной стороны продольным и поперечным набором. Интерцепторы имеют узлы навески на крыло типа ухо-вилка и отклоняются при помощи электромеханических систем.

4.6.8. В. Конструкция предкрылков. О. Предкрылок – это часть носовой выдвижной части крыла. В выдвинутом положении предкрылок образует с крылом профилированную щель. Предкрылок состоит из лонжеронов, стрингеров, законцовки, нервюр (диафрагм) и обшивки. Все элементы выполнены из профилей и листов из алюминиевых сплавов. Для выдвижения пред-

часть и хвостовую часть и т.д.); а использовать приводы (электромеханические и гидромеханические); с образовывать щели (профилированные между дефлектором и задней частью закрылка, между задней частью закрылка и хвостовой частью закрылка). Тормозить самолет (в воздушном пространстве)……………Т0005; с увеличивать сопротивление (движению самолета в воздушном пространстве); с уменьшать качество (аэродинамическое самолета); н давать возможность (управлять траекторией самолета при посадке); а сокращать пробег (по посадочной полосе); с использовать интерцепторы (как органы поперечной управляемости, дополнительно к элеронам); а иметь узлы (навески на крыло типа уховилка) и т.д. Образовывать щель (в выдвинутом положении между носовой частью крыла и рельсом)……………О1312; в создавать силу (подъемную из-за увеличения площади кры-

81

крылков на них смонтированы рельсы, выдвигающиеся по кареткам на переднем лонжероне крыла при помощи механизмов электровинтового типа.

ла); с выполнять элементы (предкрылка из профилей и листов алюминиевых сплавов); с монтировать рельсы (для движения кареток на переднем лонжероне крыла); н предусматривать механизмы (электровинтового типа) и т.д.

82

5. ТЕЗАУРУС ПО РАСЧЕТУ КРЫЛА НА ПРОЧНОСТЬ Крылья представляют собой плоские тонкостенные балки с большой жесткостью в плоскости хорд. Поэтому работу крыла в этой плоскости обычно не рассматривают и направлениями в конструкции от сил лобового сопротивления пренебрегают. Крылья создают практически всю подъемную силу самолета и подвергаются деформациям изгиба и кручения. Поэтому главной функцией расчета крыла на прочность является: Рассчитать запас (прочности крыла)……………………………………Р0193; в произвести расчет (на прочность конструкции крыла, с определением запаса прочности); н определить прочность (крыла и предусмотреть запас прочности); а обеспечить прочность (конструкции крыла путем расчета ее и заложить запас прочности); с проводить анализ (расчетов на прочность и определению запаса прочности по деформации изгиба и кручения) и т.д. 5.1 Принципы расчета крыла по его функциям 5.1.1.В. Принципы расчета крыла. О. В качестве расчетной схемы крыла применяют двухпоясную тонкостенную балку, жестко закрепленную в фюзеляже. Изгибающий момент воспринимается силовыми элементами, наиболее удаленными от нейтральной оси. Работой на изгиб стенок лонжеронов, носовой и хвостовой частями сечения крыла пренебрегают. При восприятии вертикальной поперечной силы работают стенки лонжеронов, а работу панелей не учитывают. Принимается, что нормальные напряжения по сечению поясов лонжеронов, обшивки и стрингеров, и касательные напряжения по сечению стенок и обшивки распределяются равномерно.

Применять балку (двухпоясную тонкостенную в качестве расчетной схемы крыла)……………..П0012; с пренебрегать работу (на изгиб стенок лонжеронов носовой и хвостовой частями сечения крыла); а не учитывать работу (панелей при восприятии вертикальной поперечной силы); н принимать напряжения (по сечению поясов лонжеронов, обшивки и стрингеров, и касательные напряжения по сечению стенок и обшивки как распределенные равномерно); 5.1.2.В Проверочный расчет. Проверить напряжеО. Проверочные расчеты определяют нор- ния (методом расчета мальные и касательные напряжения в сило- нормальных и касавых элементах крыла, которые сравнивают с раз- тельных напряжений в

83

силовых элементах крыла) ..………П0793; с сравнивать напряжения (с разрушающими, делая вывод о прочности); н предоставить данные (для расчета: геометрические параметры конструкции крыла и его элементов; прочностные характеристики материалов; эпюры поперечных сил и всех моментов М и Мкр.; конструктивно – силовую схему крыла). 5.1.3. В. Проектировочный расчет. Подбирать сечения О. Проектировочные расчеты выполняют для (при выполнении проподбора потребных сечений и форм силовых ектировочных расчетов элементов. Исходными данными являются: крыла)…………П0833; • Эпюры поперечных сил Q; н рассчитать форму • Эпюры изгибающего момента М; (силовых элементов); в производить расчет • Эпюры крутящего момента Мкр (проектировочный по • Конструктивно-силовая схема крыла; • Геометрические параметры конструк- следующим исходным данным: эпюрам попеции крыла и его элементов; речных сил, изгибаю• Прочностные свойства материалов. щего момента, крутящего момента, конструктивно-силовой схеме, геометрическим параметрам и прочностным свойствам материалов).

рушающими, делая вывод о прочности. Данными для расчета является: • Геометрические параметры конструкции крыла и его элементов; • Прочностные характеристики материалов; • Эпюры поперечных сил Q; • Эпюры изгибающего момента М; • Эпюры крутящего момента Мкр.; • Конструктивно-силовая схема крыла.

5.2 Проверочный расчет лонжеронных крыльев и его функции. 5.2.1. В. Проверочный расчет лонжеронных крыльев и его назначение. О. Проверочный расчет лонжеронных крыльев состоит из расчета на сдвиг и кручение – определение нормальных напряжений σ и расчет на сдвиг и кручение – определение касательных напряжений τ. В каждом сечении крыла действуют:

Произвести расчет (на изгиб-определение нормальных напряжений σ)………….П0222; н определять напряжение (касательные τ) с найти силы (попе-

84

поперечная сила Q, изгибающий момент М, крутящий момент Мкр, значение которых берут из эпюр. Рассматривают расчет двухлонжеронного крыла.

5.2.2. В. Определение положения центра жесткости крыла. О. Для распределения поперечной силы Q по стенкам лонжеронов, а изгибающего момента М по поясам переднего и заднего лонжеронов определяют положение центра жесткости (ЦЖ) сечения, которое определяется жесткостями лонжеронов – EI. При разной жесткости лонжеронов центр жесткости смещается в сторону более жесткого из них. Материал лонжеронов одинаков. Тогда расстояние a и b от центра жесткости до лонжеронов определяем по формулам: C ⋅ Iз C ⋅ IП ; b= , a= IП + Iз IП + Iз где Iп и Iз - моменты инерции переднего и заднего лонжеронов. Считая, что моменты инерции сечений лонжеронов пропорциональны квадратам их высот. Тогда: C ⋅ H з2 C ⋅ H з2 a= 2 ; b= 2 . H П + H з2 H П + H з2 Для многолонжеронных крыльев: χ цж =

H 13 ⋅ а1 + H 23 ⋅ а 2 + H 33 ⋅ а3 , H 13 + H 23 + H 33

Где С – расстояние между лонжеронами; а – расстояние от переднего лонжерона до центра жесткости; b – расстояние от заднего лонжерона до центра жесткости; Нп, Нз – высота переднего и заднего лонжеронов; Н1, Н2, Н3 – высота 1,2,3 – го лонжеронов.

речного Q; моменты изгибающий и крутящий, значения которых берутся из эпюр) а рассматривать расчет (двухлонжеронного крыла). Определять положение (центра тяжести крыла)…………О0235; с распределить силы (Q – поперечные по стенкам лонжеронов); н вычислить момент (М по поясам переднего и заднего лонжеронов и определить ЦЖ сечения); см определить жесткость (лонжеронов – EI); а смещать центр (жесткости в нужное положение, обеспечивая одинаковую или равную жесткость лонжеронов); см определить расстояние (а и b от центра жесткости до лонжеронов по формулам: c ⋅ Iз c ⋅ Iп ;b = ); a= IП + Iз IП + Iз в считать момент (инерции сечения лонжеронов пропорциональным квадратам их высот); а приравнять расстояния (а и b по следующей математической цепочке: 2 C⋅ Hз2 C⋅ Hз ;b = 2 a= 2 ); HП + Hз2 HП + Hз2

85

н спроектировать крыло (многолонжеронное по следующей формуле: H13 ⋅ а1 + H23 ⋅ а2 + H33 ⋅ а3 χцж = ). H13 + H23 + H33

5.2.3. В. Распределение сил и моментов по лонжеронам. О. Поперечная сила Q и изгибающий момент распределяются по лонжеронам следующим образом: 3 ; QП = Q ⋅ b ; Qз = Q ⋅ a ; Qn = Q ⋅ H П c c ∑H3 . 3 H MП = M ⋅ b ;Mз = M ⋅a ;MП = M ⋅ П c c ∑H3

Распределять силы (по лонжеронам)……… ………………….Р0257; см распределять момент (изгибающий по лонжеронам, используя следующие зависимости: QП = Q ⋅ b ; Qз = Q ⋅ a ; c c 3 H QП = Q ⋅ n ;M = M ⋅ b ; c ∑H 3 П 3

5.2.4. В. Рассечет лонжеронного крыла. О. В лонжеронном крыле изгибающий момент М воспринимается только поясами лонжеронов. Распределив М по лонжеронам, определяют осевые силы сжатия Sсж и растяжения Sp в их поясах: М Sсж. П . = S р. П . = П ; 0,95 ⋅ H П Sсж. з. = S р. з. =

Мз

0,95 ⋅ H з Нормальные напряжения получим, разделив осевую силу в нем на площадь его сечения: σл = S . Fл Для растянутой и сжатой зон условие прочности: σb < σ л , так как σ кр = σ л в связи с тем, что у мощных поясов лонжеронов общей и местной потери устойчивости не происходит.

5.2.5.В. Расчет крыльев на кручение и сдвиг.

О. В лонжеронном крыле поперечная Q воспринимается стенками лонжеронов. Распределив Q по лонжеронам определяют в их стенках касательные напряжения сдвига τQ, разделив попе-

Mз = M ⋅ a ; MП = M ⋅ HП ). c ∑H 3

Воспринимать момент (изгибающий М только поясами лонжеронов)………….В0277; см распределить момент (М по лонжеронам); см определить силы (сжатия Sсж. и растяжения Sр в их поясах); с получить напряжения (нормальные, разделив осевую силу в нем на площадь его сечения: σ л = S ) Fл а сохранять устойчивость (для растянутой и сжатой зон при условии: σb < σ л , т.к. σ кр = σ л ) и т.д. Воспринимать силу (Q – поперечную стенками лонжеронов)……. ………………….В0217; н разделять силы (по-

86

речные силы на площади стенок: Q g tQП = л = П δП 0,95Н П δ П

перечные Q по лонжеронам в их стенках); а определять напряжения (сдвига τQ , разQ g tQз = з = з делив поперечные силы δз 0,95Н з δ з где 0,95Н и δ - рабочая высота и толщина стенок; на площади стенок: Q g q – погонные касательные усилия в стенках. tQП = л = П δП 0,95НПδП Крутящий момент в лонжеронном крыле восg принимается контуром, состоящим из стенок tQ = Qз = з ); з δз 0,95Нзδз лонжеронов и обшивки верхнего и нижнего контура крыла, в котором возникают потоки каса- с сравнивать напрятельных усилий q кр . Касательные напряжения жения ( τ ∑ и τ пред. , кокручения от крутящего момента М кр определяем: торые должны быть меньше критических М кр q кр τ кр = = , для стенки и для об2F δ δ

∑ ). где δ - толщина стенки обшивки. шивки: пред.стр. τ пред.об . ≥ τ об . Так как на стенки лонжеронов одновременно действуют поперечная сила Q и крутящий момент Мкр, то суммарные касательные напряжения а них равны: τ ∑ =τ a ± τ кр . Суммарные касательные напряжения τ ∑ сравняются с предельно допустимыми τ пред , которые должны быть меньше критических для стенки и для обшивок: τ пред.стр. ≥ τ ∑ 0

τ

≥τ

τ пред.об. ≥ τоб.

5.3. Проверочный расчет моноблочных крыльев и функции расчета 5.3.1. В. Проверочный расчет моноблочных крыльев. О. Проверочный расчет моноблочных крыльев состоит из расчета на изгиб, сдвиг и кручение от действия сил Q, М и Мкр. 5.3.2. В. Расчет на изгиб. О. Изгибающий момент М в моноблочных крыльях воспринимается обшивкой и стрингерами, образующим мощные стенками панели кессона, в которых возникают осевые усилия сжатия и растяжения. Сечения поясов лонжеронов близки к сечениям стрингеров, поэтому пояса учитывают в работе верхней и нижней панели

Выполнить расчет (на проверку моноблочных крыльев на изгиб, сдвиг и кручение от действия сил Q, М и Мкр)..В0433. Произвести расчет (на изгиб и определить изгибающий момент М в моноблочных крыльях) …..…………….П0736; с учитывать пояса (в работе верхней и нижней панели крыла);

87

крыла. Суммарные осевые силы, действующие на см вычислить силы (суммарные: панели: S пан . =

М ; Н = 0,85С max Н

S пан . =

Нормальные напряжения сжатия σ сж и растяжения σ р определяют: S S пан σ кр.стр. ≥ σсж. = пан = Fпан (∑ Fл + nFстр + Fоб ϕ) S пан S пан = = σр Fпан (∑ Fл + nFстр + Fоб ϕ)0,9 и сравнивают с допустимыми. Коэффициент 0,9 учитывает ослабленные панели отверстиями под заклепки. σв ≥

5.3.3. В. Расчет на сдвиг и кручение.

О. Элементы конструкции моноблочного крыла под действием Q и Мкр работают также как и у лонжеронного крыла. Поэтому расчет моноблочного крыла на сдвиг и кручение производится по формулам: Q g tQп = л = п 0,95Н п δ п δп tQз =

Qз

0,95Н з δ з

=

gз

δз

.

М ; Н = 0,85С max ); Н

см определять напряжения (сжатия σ сж и растяжения σ р ); н сравнивать напряжения (с допустимыми напряжениями); н учитывать коэффициент (0,9, так как он показывает ослабленные панели отверстиями под заклепки). Сравнивать конструкцию (моноблочного крыла с конструкцией лонжеронного при производстве расчетов на сдвиг и кручение по тем же формулам)…… …………………С0811; см рассчитать конструкцию (моноблочного крыла на сдвиг и кручение подобно конструкции лонжеронного крыла).

5.4. Проектировочный расчет лонжеронных крыльев и его функций 5.4.1. В. Проектировочный расчет лонжеронных крыльев и его цель. О. Цель проектировочного расчета крыльев – определение потребных площадей и форм сечений поясов лонжеронов, воспринимающих поперечную силу Q и крутящий момент Мк.

Определять площади (потребные и формы сечения поясов).О0077; см производить расчет (проектировочный крыльев с целью определения потребных площадей и форм сечений поясов лонжеронов, воспринимающих поперечную силу Q и крутящий момент Мкр).

88

5.4.2. В. Подбор сечений поясов лонжеронов. О. Для определения площадей поясов лонжеронного крыла вблизи разъема находят Мп и Мз. Тогда площадь лонжерона определяют: Mп Mп ≤ σв Fл.п = , так как σ л = 0.95H п σ ⋅ в 0.95H п Fл.п В сечениях вдали от разъема в работе на изгиб участвуют стрингеры с обшивкой. Поэтому расчет имеет вид: 1. Определяют δ об из расчета на кручение (не менее,8 мм.): δ об =

qк

τ пред

, так как q = τδ , то q кр =

M кр 2F0

.

Находить моменты (Мп и Мз)..……..Н0029; в подбирать сечения (поясов лонжеронов); см Определять площадь (лонжерона как: Mп Fл.п = ); 0.95H п σ ⋅ в см произвести расчет (на изгиб стрингеров в работе с обшивкой по формуле: δ об =

qк

τ пред

);

а выбрать шаг (стрингеров в пределах в=150200 мм и площадь одного стрингера); см определить силу [S – осевую, воспринимаемую только стрингерами и обшивкой в сжатой зоне: 2 Sсж = σ кр.стр ( Fстр + 30δ об)n ]; н предоставлять участки [в количестве n (по числу стрингеров) M S пан.сж = , ширины bпр с площаH ср дью каждого: где Нср – средняя высота лонжеронной части. F + 30δ 2 ]; стр 5. Определяют суммарную площадь поясов с воспринимать силу лонжеронов: (сжатой панелью с пояS пан.сж − Sсж сами лонжеронов: ∑ Fл = 0,9σв ; σ кр. л. = 0,9σв M S пан.сж = ); 6. Распределяют полученную площадь по H ср лонжеронам пропорционально их высотам и см определять плоподбирают профили. щадь (суммарную

2. Выбирают шаг стрингеров в пределах b=150-200 мм. и площадь одного стрингера. 3. Определяют наибольшую осевую силу S, воспринимаемую только стрингерами и обшивкой в сжатой зоне: 2 S сж = σ кр.стр ( Fстр + 30δ об )n , так как обшивку со стрингерами можно представить как n (по числу стрингеров) участков приведенной ширины bпр с площадью каждого: Fстр + 30δ 2 . 4. Определяют силу, которую должна воспринять вся сжатая панель с поясами лонжеронов:

лонжеронов: S −Sсж ;σкр.л. =0,9σв; ∑Fл = пан0.сж ,9σв см распределять площадь (по лонжеронам пропорционально их высотам и подбирать профили).

89

5.4.3. В. Подбор толщины стенок и обшивки. О. Подбирая толщины стенок и обшивки лонжеронного крыла: 1. Распределяют поперечную силу по лонжеронам на Qп и Qз по Нп и Нз на профиле рассчитываемого сечения. 2. Определяют погонные касательные силы q в стенках от Q и Мкр: Q Q Q . qп = п ; qз = з ; qкр = кр 0.95H п 0.95H з 2 F0

Подбирать толщину (стенок лонжеронного крыла и его обшивки) …………………П0099; см распределять силу (поперечную силу по лонжеронам на Qп и Qз по Нп и Нз) см определять силы [касательные, погонные 3. Определяют суммарные погонные касательные (q) в стенках Q и Мкр: силы в стенке: Q qп =Qп ;q = з ; q ∑ = qQ + q кр 0.95Hn з 0.95Hз 4. Определяют потребные толщины стенок и Q qкр = кр ]; q∑ q 2F0 обшивки: δ ст = τ ;δ об = к τ пр.об . пр .ст . см определять толщины (стенок и обшивки: δ ст =

q∑

τ пр.ст.

;δ об = qк

τ пр.об ).

5.5 . Проектировочный расчет моноблочных крыльев и его функции 5.5.1. В. Проектировочный расчет моноблочных крыльев и его цель. О. Цель проектировочного расчета моноблочного крыла - подбор сечений стрингеров и обшивки, составляющих силовые панели, которые воспринимают весь изгибающий момент М и определение толщины стенок лонжеронов. 5.5.2. В. Определение толщины обшивки. О. Для определения сечения элементов моноблочного крыла применяют метод приведенной обшивки, для чего распределяют материал стрингеров по обшивке, заменяя стрингерную панель обшивкой приведенной толщины δ пр , Где δ пр = δ обϕ об +

Fстр

b

и ϕ об = 30δ об b , то есть

δ пр - приведенная площадь панели; b - ширина панели.

Расчет заключается в следующем: м 1. Задавшись величиной σ кр. стр , определяют приведенную толщину сжатой панели δкр.стр при Н=085Смах.

Подобрать сечения (стрингеров и обшивки составляющих силовые панели)………..П0072; см воспринимать момент (изгибающий М); см определять толщину (стенок лонжеронов); Применять метод (расчета толщины обшивки – метод приведенной обшивки)…….. …………………П0071; с распределять материал (стрингеров по обшивке); с заменять панель (стрингерную обшивкой приведенной толщины δ пр ); см определять толщину (по формуле:

90

δ пр.сж = М

м 0,9 Нbσ кр .стр

σ сж = М

, так как

≤ σ кр.стр.

Нbδпр.сж 2. Определяют приведенную толщину растянутой панели: σ р = М ,09 Нbδ ; δ пр. раст = М . ≤ σ 0,9 HBσв пр . р в 3. Задаются шагом стрингеров в сжатой и растянутой зонах и принимают толщины обшивок: δ об .сж = 0,9δ пр.сж ; δ об . раст = 0,65δ пр. раст

определяют ϕ об = 30δ об .сж / b .

δ пр = δ обϕ об +

Fстр

ϕ об = 30δ об b );

b

,

а проектировать толщину (сжатой панели δпр.стр при Н=085Смах.); см определять толщину (приведенную растянутой панели: σр = М ≤ σв ; 0,9Нbδ пр.сж δ пр. раст = М

5.5.3. В Определение сечений стрингеров. О. Определяют количество стрингеров и их площадь для сжатой зоны. Количество стрингеров, без учета стрингеров, стоящих по краям панели, где устанавливаются пояса лонжеронов: nсж = B − 1 . b Площадь поясов лонжеронов определяют: Fл ≤ 2 Fстр , так как они составляются из двух стрингеров или равных им по площади сечения. Поэтому площадь одного стрингера определяют по формуле: Fстр.сж = B (δ пр − δ об ϕ)nсж + 4 .

); 0,9 HBσв н задавать шаг (стрингеров b в сжатой и растянутой зонах); н принимать толщину (обшивок: δ об .сж = 0,9δ пр.сж , δ об . раст = 0,65δ пр. раст ); с определяют ϕ об (где ϕ об = 30δ об .сж / b ). Определять количество (стрингеров и их площадь для сжатой зоны)…………..О0139; в приравнивать площадь (из двух стрингеров площади поясов лонжеронов, то есть Fл ≤ 2 Fстр ); см определить площадь [одного стрингера по формуле: Fстр.сж= B(δпр −δобϕ)nсж+4].

5.6. Расчет на прочность механизации крыла и его функции 5.6.1. В. Расчет на прочность элементов механизации крыла. О. Расчет на прочность элементов крыла производится теми же методами, что и расчет на прочность элементов конструкции крыла. В качест-

Рассматривать расчет (на прочность элементов механизации крыла как конструкцию самого крыла и проводить

91

ве примера может рассматриваться расчет на прочность выдвижного закрылка, который рассматривается как двухопорная балка с консолями. Изгибом закрылка в плоскости хорд пренебрегают.

теми же методами) ….…………….Р00917; в производить расчет (на прочность механизации крыла теми же методами, что и расчет на прочность элементов конструкции крыла); н пренебрегать изгиб (закрылка а плоскости хорд при производстве расчетов). 5.6.2. В Определение погонной аэродинамической на- Распределять нагрузгрузки закрылка. ку ( g зак - погонную аэО. Погонная аэродинамическая нагрузка g зак родинамическую)…….. распределяется по размаху крыла равномерно. ………………….Р0022; Кроме g зак , закрылок нагружается силой Sп , дей- см определять наствующей со стороны подъемника. грузку (погонную аэPзак родинамическую g зак и ; S п = S sin δ , Тогда: g зак = l зак распределять при расГде l зак - длина закрылка; четах по размаху равS - составляющая сила; номерно); sin δ - угол отклонения закрылка. в нагружать закрылок Величина силы S определяется графически. (силой Sп , действующей со стороны подъемника); а сформировать условие (математической интерполяции расчета: g зак =

5.6.3. В. Определение реакции в узлах крепления закрылка к крылу. О. Величина реакции опор R находятся графически. Со стороны рельсов на закрылок действуют реакции, равнодействующая которых проходит через центр кривизны дуги рельса. Силы S , Pзак , и R находятся в равновесии. Поэтому, строя силовой треугольник, находят значения S и R . Сила Pзак проходит через центр давления, расположенный в центре тяжести эпюры нагрузок по хорде на расстоянии bсеч , так как нагрузка по хор-

Pзак

l зак

; Sп = S sinδ );

см определять силы ( S - графически). см определять реакции (в узлах крепления закрылка); Находить реакции (опор R графически)…. …………………Н0007; в уравновешивать силы ( S , Pзак , и R ); в строить треугольник (силовой и находить значения S и R );

92

де распределяется по треугольному закону.

5.6.4. В. Построение эпюр сил и моментов, действующих на закрылок. О. Эпюры сил и моментов строят тем же методом графоаналитического интегрирования. Принимают, что ЦЖ сечений закрылка лежит на оси лонжерона. Плечи всех сил C , l находят из графических построений. Тогда суммарный крутящий момент находят по формуле: z

M кр = ∫ q зак ⋅ Сdz − Ri ⋅ l , 0

где C - расстояние от ЦД и до ЦЖ. Можно сначала строить эпюру M кр от g зак , интегрируя эпюру погонных крутящих моментов: m = q зак c и от реакций R1 и R2 силы S n сложив обе эпюры алгебраически, получают суммарную эпюру M кр . 5.6.5. В. Расчет на изгиб, сдвиг и кручение закрылков. О. Напряжение в силовых элементах закрылка определяют так же, как и для крыла соответствующей конструкции. Проектировочный расчет закрылка ведется теми же методами, что и расчет крыла аналогичной конструкции.

см распределять нагрузку (по хорде на расстоянии bсеч по треугольному закону). Строить эпюры (методом графоаналитического интегрирования) …………………С0199; н принимать условие, (что ЦЖ сечений закрылка лежит на оси лонжерона); см находить плечи (всех сил C , l из графических построений); Интегрировать эпюры ( M кр от g зак ).И0091; а сложить эпюры (первую и вторую, получить суммарную эпюру M кр ). Сравнивать расчеты (при определении напряжения в силовых элементах закрылка)…. ………………….С0097; с анализировать результаты (расчетов на изгиб, сдвиг и кручение закрылков с расчетом аналогичной конструкции).

93

6. ТЕЗАУРУС НА ОПЕРЕНИЕ И ЭЛЕРОНЫ В соответствии с конструкционной иерархией крыла, оперение и элероны являются составной частью системы управления самолетом и существенным образом они влияют на устойчивость самолета в полете, его балансировку, управляемость и т.п. 6.1. Назначение оперения и его функции 6.1.1. В. Характеристика оперения и его назначение. О. Оперение самолета называют аэродинамические поверхности, которые служат для обеспечения потребной устойчивости, управляемости и балансировки относительно всех осей. К оперению относят неподвижные и подвижные части горизонтального и вертикального оперения.

6.1.2. В. Назначение вертикального оперения. О. Вертикальное оперение обеспечивает путевую управляемость (угол рыскания), устойчивость и балансировку самолета. Устойчивость создает киль вертикального оперения, а управляемость и балансировку рули направления.

6.1.3. В. Назначение горизонтального оперения. О. Горизонтальное оперение обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку самолета (угол тангажа). Устойчивость обеспечивает стабилизатор, а управляемость и балансировку – рули высоты.

6.1.4. В Типы оперения. О. Оперение может быть прямым на дозвуковых скоростях и стреловидным на сверхзву-

Создавать устойчивость, (управляемость и балансировку относительно всех осей)….. …………………С0097; н относить неподвижность (и поддерживать части вертикального и горизонтального оперения); с называть оперение (аэродинамической поверхностью); Обеспечивать угол (рыскания, управляемость, устойчивость и балансировку самолета)……………..О0193; см создавать устойчивость (с помощью киля вертикального оперения, а управляемость и балансировку рулями направления). см Обеспечивать угол (тангажа, продольную устойчивость, управляемость и балансировку самолета); в стабилизировать управляемость (устойчивость и балансировку самолета рулями высоты). Увеличивать эффективность (вертикального оперения за счет

94

ковых скоростях. Оперение может быть однокилевое и с разнесенными килями. Для увеличения эффективности вертикального оперения применяют килевые гребни (форкили) и подфюзеляжные кили. Разнесенное оперение применяется на сверхзвуковых и тяжелых транспортных самолетах. На некоторых типах самолетов применяют Vобразное хвостовое оперение, выполняющее одновременно функцию горизонтального и вертикального оперения (рули такого оперения отклоняются в одну или в разные стороны).

6.1.5. В. Расположение оперения. О. Горизонтальное оперение устанавливают так, чтобы оно не попадало в спутную струю крыла на основных режимах самолета. На самолетах, у которых двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа (например ТУ-154, Ил62), горизонтальное оперение выносят вверх киля. Такая (Т – образная) схема приводит к усложнению и утяжелению конструкции. Горизонтальное и вертикальное оперение может быть цельноповоротным. Самолеты могут иметь горизонтальное оперение, расположенное впереди крыла (схема «утка») и самолеты могут быть без горизонтального оперения (схема «бесхвостка»).

6.1.6. В. Формы оперения. О. Внешние формы горизонтального и вертикального оперения подобны формам крыла и

применения килевых гребней)……….У0144; с применять гребни (форкили для увеличения эффективности вертикального оперения); а разносить оперение (для сверхзвуковых и тяжелых транспортных самолетов); в применять оперение (V – образное хвостовое для выполнения одновременно функций горизонтального и вертикального); н отклонять рули (такого оперения в одну или другую сторону) и т.д. Устанавливать оперение (так, чтобы оно не попадало в спутную струю на основных режимах самолета)……………...У0633; н выносить оперение (вверх киля для типов самолетов с двигателями в хвостовой части); а иметь оперение (цельноповоротное, как горизонтальное, так и вертикальное); с располагать оперение (как, например, горизонтальное впереди крыла); с не иметь оперение (горизонтального на самолетах схемы «бессхвостка»); Сформировать подобие (внешних форм горизонтального и верти-

95

их геометрические характеристики (профили, виды в плане и спереди) аналогичны. Профили горизонтального оперения чаще всего, а вертикального оперения всегда симметричны.

кального оперений формам крыла)……….. …………………С0099; с рассматривать аналогию (геометрических характеристик и внешних форм оперения и крыла); а определить симметричность (горизонтально и вертикального оперения).

6.2. Нагрузки на оперение и их функции 6.2.1. В. Действующие нагрузки на оперение. О. На оперение действуют аэродинамические и массовые силы. Ввиду малости массовых сил (особенно для рулей и элеронов) по сравнению с аэродинамическими ими пренебрегают при прочностных расчетах. Величина и распределение аэродинамических сил зависит от режима полета. Нагрузки на горизонтальное оперение подразделяют на уравновешивающие, маневренные и при полете в неспокойном воздухе. Нагрузки на вертикальное оперение возникают при маневре, несимметричной тяге, полете в неспокойной атмосфере.

6.2.2. В. Уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения. О. Уравновешивающая эксплутационная нагрузка на горизонтальное оперение - Pгэ.о. ур определяется из условия статического равновесия

Воспринимать силы (действующие - аэродинамические и массовые)……………В0393; с рассчитывать характеристики (в прочностные, пренебрегая действующие массовые силы в виду их малости); а распределять силы (аэродинамические в зависимости от режима полета); н подразделять нагрузки (на уравновешивающие, маневренные и при полете в неспокойном воздухе); см определять нагрузки (на вертикальное оперение, возникающие при маневре, несимметричной тяге, полете в неспокойной атмосфере). Определять нагрузку (на горизонтальное оперение из условия статического равновесия моментов)..О0199;

96

моментов относительно оси Z при прямолиней- в уравновешивать наном или криволинейном полете с заданной пе- грузку (эксплутационную на горизонтальное регрузкой n у : оперение - Pгэ.о. ур ); э ⋅ , Pгэ.о. ур ⋅ α г .о. = М zбг.о. = I кр d . с вычислять момент где α г.о. - расстояние от ЦД горизонтального опе(продольный М zбг.о ); рения до ЦТ самолета; см вычислять наМ zбг.о - продольный момент самолета без горигрузку [по формуле: зонтального оперения, он определяется: m' b Pгэ.о. ур = − z Gn э сах , ρV 2 α Г .О. Cy М zбг.о = −m' z Sbсах ; 2 где m' z = f (C y ) ]. 2 G ⋅ n2 ρV = , 2 Cy где m' z - коэффициент продольного момента самолета без горизонтального оперения; bсах - средняя аэродинамическая хорда крыла. Поэтому эксплутационная уравновешивающая нагрузка на горизонтальное оперение равна: m' b Pгэ.о. ур = − z Gn э сах , α Г .О. Cy m' z - в летном диапазоне углов атаки есть как: m' z = f (C y )

6.2.3. В. Маневренные нагрузки горизонтального оперения. О. Маневренная нагрузка ∆Pман. Г .О. возникает при дополнительном отклонении руля высоты для совершения маневра. Она является неуравновешенной и зависит от скоростного напора, площади горизонтального оперения ( S Г .О. ), скорости отклонения руля высоты и определяется по

Совершать маневр (с уменьшением или снижением нагрузки ∆Pман. Г .О. )………..С0098; с отклонять руль (высоты плавно для снижения маневренной нагрузки ∆Pман. Г .О. ); σ см определять наформуле: ∆Pман. Г .О. = Kn э S Г .О. , S кр грузку (маневренную где K - коэффициент, учитывающий характер ∆Pман. Г .О. по формуле: σ маневра. ∆Pман. Г .О. = Kn э S Г .О. ); S кр Если уравновешивающая нагрузка велика по сравнению с маневренной, то: а снижать напор (скоэ э э PГ .О. = PГ .О. ур + ∆PГ .О . ман . ростной заданной пуПри большой маневренной нагрузке – уравнове- тем расчетов площади шивающей нагрузкой пренебрегают и тогда при горизонтального оперения, скорости отклобольшем значении коэффициента K : э э нения руля высоты и PГ .О. = ∆PГ .О. ман др. параметров);

97

6.2.4. В. Нагрузки на вертикальное оперение. О. Наиболее тяжелым случаем полета для вертикального оперения является резкое отклонение руля направления при большом скоростном напоре. При этом нагрузка PВэ.О. : PВэ.О.

2 V ρ = KS В.О. (

2

) max ,

н уравновешивать нагрузку (при большой маневренной скорости и при наибольшем значении коэффициента K считать, что PГэ.О. = ∆PГэ.О. ман ). Устранять отклонение (резкое – для руля направления при большом скоростном напоре для вертикального оперения)……………У0137; в рассчитать нагрузку [ PВэ.О. , по формуле:

где K = 0,37 . Для определения расчетных нагрузок P на опе2 рение принимают значение коэффициента безо- э ρ V ) max]; PВ.О. = KSВ.О. ( 2 пасности f = 1,85 . а принимать значение Тогда P = fP э = 1,85P э . (коэффициента безопасности f = 1,85 ...); см определять нагрузки (рассчитанные по формуле: P = fPэ = 1,85Pэ ); 6.2.5. В. Распределение между элементами опе- Распределять нагрузку [пропорционально рения аэродинамической нагрузки. О. Между элементами оперения аэродинамиче- площадям по формуP S скую нагрузку распределяют пропорциональле: стаб ( киля ) = стаб ( киля ) и но их площади, то есть: PГ .О.( В.О.) S Г .О.( В.О.) Pстаб ( киля ) PГ .О.( В.О.) Pр .в ( р .н )

=

S стаб ( киля ) S Г .О.( В.О.) S р .в ( р . н )

и

Pр .в ( р .н ) PГ .О .( В.О .)

=

S р .в ( р . н ) S Г .О.( В.О.)

];

см распределять нагрузку (погонную Погонная аэродинамическая нагрузка q по раз- q как и для крыла промаху элементов оперения распределяется (как и порционально хордам: P для крыла) пропорционально хордам: qстаб/ киля = стаб/ киля bстаб/ киля → P Sстаб/ киля qстаб / киля = стаб / киля bстаб / киля → Pруля Sстаб / киля PГ .О .( В.О .)

q руля =

Pруля

=

в руля S руля где → - знак следствия.

S Г .О.( В.О.)

.

q руля =

S руля

в руля).

98

6.3. Построение эпюр сил и моментов оперения и их функции 6.3.1. В. Построение эпюр сил и моментов оперения. О. Для расчета на прочность элементов оперения строят эпюры поперечных сил (Q) , изгибающих моментов (M ) , крутящих моментов ( M кр ) . Эпюры сил и моментов для неподвижных килей и стабилизаторов строят тем же методом графо - аналитического интегрирования, что и для крыла, с учетом реакций на опорах крепления рулей на киль и стабилизатор. Строят эпюры погонных нагрузок q , затем ее графически интегрируют, строят эпюру поперечных сил Q , строят эпюру M , с учетом сосредоточенных нагрузок. Для построения эпюры M кр крутящего момента определяют положение Ц.Д и Ц.Ж. сечения, строят эпюру погонных крутящих моментов ( M кр ) .

6.3.2. В. расчетная схема киля. О. Расчетной схемой киля является консольная балка, жестко закрепленная в фюзеляже и нагруженная погонными аэродинамическими силами q∑ и сосредоточенными силами, предающими на киль нагрузку руля управления в узлах его навески. 6.3.3. В. Расчетная схема стабилизатора. О. Ввиду симметричности стабилизатора, который рассматривают как консольную балку, жестко закрепленную в фюзеляже и нагруженную погонными аэродинамическими силами qстаб

Построить эпюры [поперечных сил (Q) , изгибающих моментов (M ) , крутящих моментов ( M кр ) при расчете на прочность элементов оперения]…П0139; см рассчитать прочность (элементов конструкции оперения); а использовать метод (при построении эпюр графо – аналитического интегрирования); с учитывать реакции (на опорах крепления рулей на киль и стабилизатор); н строить эпюры (погонных нагрузок q ); в интегрировать уравнения (проектировочных расчетов графо – аналитическим методом); н определять положение [ЦД и ЦЖ сечения и построить эпюру погонных крутящих моментов ( M кр ) ]; Считать балку (как расчетную схему киля)……………...С0513; с сосредотачивать силы ( q∑ при производстве теоретических прочностных расчетов элементов киля). Рассматривать стабилизатор (как консольную балку)..Р0139; в крепить балку (жестко в фюзеляже);

99

и сосредоточенными силами передающими на с нагружать балку стабилизатор нагрузку руля высоты в узлах его (погонными аэродинанавески. мическими силами qстаб ); а сосредотачивать силы, (передающих на стабилизатор нагрузку руля высоты). 6.3.4. В. Эпюры сил и моментов рулей оперения. Определять реакции О. Эпюры сил и моментов для рулей и элеронов (при строительстве q, M , M кр строят тем же методом графоаналити- эпюр погонных нагруческого интегрирования подобно крылу, килю зок q руля )……….О0035; и стабилизатору. Сначала строят эпюру погон- см строить эпюры ных нагрузок q руля , определяют нормальные реак- (методом графо- анации. Графически интегрируют эпюру (q ) , с уче- литического интегритом реакции на опорах строят эпюру Q , затем рования); а анализировать поэпюру M , графически интегрируя эпюру Q . Для строение (эпюры M кр ); построения эпюры M кр строят эпюру m , считая, см построить эпюру что линия ЦД руля (элерона) проходит через ЦТ ( m , считая, что линия площади эпюры нагрузок вдоль хорды. В любом ЦД руля проходит чесечении руля (элерона) погонный крутящий мо- рез ЦТ площади эпюры мент: m = qr , где r - расстояние от ЦТ руля до оси нагрузок вдоль хорды); вращения. Графически интегрируя эпюру m , по- см определить момент лучим эпюру M кр . (по формуле: m = qr ). 6.4. Тезаурус конструкции элеронов по составу технологических функций Элероны в практике авиастроения называют иногда элевонами, в зависимости от конструктивного решения и принятой схемы членения. На самолетах схемы «бесхвостка» элероны работают как рули высоты, обеспечивая самолету продольную управляемость и балансировку по углу тангажа и поэтому называются элевонами. 6.4.1. В. Назначение элеронов (элевонов). О. Элероны предназначены для поперечной управляемости и балансировки самолета, для изменения курса по углу крена. На самолетах схемы «бесхвостка» элероны выполняют роль и свою функцию (как полезное действие), и кроме этого работают как рули высоты, обеспечивая самолету продольную управляемость и балансировку по углу тангажа. В этой связи их называют еще элевонами.

Балансировать самолет (элеронами при изменении курса по углу крена)…….Б0099; а выполнять функцию (руля высоты); с играть роль (руля высоты); см обеспечивать управляемость (само-

100

6.4.2.В. Расположение элеронов на крыле. О. Элероны представляют собой отклоняющиеся участки крыла у задней кромки. Для увеличения эффективности работы элеронов их располагают у концов крыла. Кроме того, использование элеронов вместе с интерцепторами, улучшает поперечную управляемость самолета во всем диапазоне скоростей.

6.4.3. В. Нагрузки на элероны. О. Элероны нагружаются аэродинамическими силами, как составные части крыла и как рули высоты и направления при их отклонении. По хорде элерона нагрузка меняется по закону трапеции. На передней кромке она равна: Pэл = 0,64 g max , а на задней в три раза меньше. В любом сечении элерона расчетная погонная нагрузка определяется по формуле: g эл =

Pэл + 1 Pэл 3 b = 2P b . эл эл эл 2 3

лета и балансировку по углу тангажа) н совершать действие (как функцию управления самолетом, обеспечивая …). Улучшать управляемость (самолетом).….. …………………У0004; в увеличивать эффективность (управления самолетом); а располагать элероны (у концов крыла); а использовать элероны (вместе с интерцепторами для улучшения поперечной управляемости во всем диапазоне скоростей). Воспринимать нагрузки (аэродинамических сил)………В0022; а менять нагрузки (по закону трапеции); с нагружать элероны (аэродинамическими силами); н определять нагрузку (не элероны на любом сечении по формуле: Pэл + 1 Pэл 3 b = 2 P b ). gэл = эл эл эл 2 3

6.4.4. В. Расчетная схема элеронов. О. Расчетным случаем для элеронов является их отклонение при максимальном скоростном напоре qmax , который выбирается по нормам прочности в зависимости от маневренности самолета.

Выбирать норму (прочности в зависимости от маневренности самолета)….В0091; а рассчитывать случай (для элеронов как их отклонение при максимальном скоростном напоре).

101

6.5. Конструкция оперения и его функции 6.5.1.В. Оперение самолета. О. Оперение самолета по внешним формам, геометрическим характеристикам, характеру нагружения и работе подобно крылу. Поэтому оперение состоит из тех же конструктивных элементов, что и крыло, особенности которого следует рассматривать более подробно.

6.5.2. В. Силовая схема стабилизаторов и килей. О. Силовая схема стабилизаторов состоит из продольного набора (лонжеронов, стенок и стрингеров), поперечного набора (нервюр) и обшивки. Стабилизаторы и кили, как и крыло, могут быть лонжеронными или моноблочными (кессонными).

6.5.3. В. Конструкция килей. О. Конструкция лонжеронного киля от конструкции стабилизатора отличий не имеет. На небольших сверхзвуковых самолетах при большой стреловидности применяют лонжеронную схему с внутренним подкосом. Лонжеронные кили и стабилизаторы крепятся к силовым шпангоутам фюзеляжа при помощи точечных стыковых узлов на лонжеронах. Конструкция стыковых узлов такая же, как и у лонжеронных крыльев. На больших самолетах стабилизаторы и кили выполняются моноблочными с двумя и более лонжеронами.

Представлять подобие (оперения конструкции крыла)...П0555; с составлять конструкцию (оперения подобно крылу); а проектировать оперение (по типу конструкции крыла); н характеризовать нагружения (подобно крылу). Составлять схему (силовую стабилизаторов)…………….С0091; с проектировать конструкцию (стабилизаторов и килей, как и крыло типов лонжеронных или моноблочных); а определять набор (нервюр, лонжеронов, стенок, стрингеров и обшивки). Отличать подобие (конструкции киля и стабилизатора)..О0636; с применять схему (с внутренним подкосом для сверхзвуковых самолетов при большой стреловидности крыла); а крепить кили (и стабилизаторы к силовым шпангоутам фюзеляжа); н использовать способ (крепления киля и стабилизатора к фюзеляжу при помощи стыковых узлов); с выполнять стабили-

102

6.5.4. В. Конструкция стабилизаторов. О. Для соединения стабилизатора с фюзеляжем имеются передние и задние стыковые узлы. Иногда стабилизаторы имеют разъемы, как у крыла, так и в плоскости симметрии самолета. На самолетах с выносом стабилизатора на верх киля (Т - образное оперение), центральная часть стабилизатора отсутствует. Стабилизатор в этих схемах может менять угол установки в полете и задние узлы его крепятся к килю, делаются шарнирными. Передний узел связан с винтовым подъемником.

6.5.5. В. Конструкция управляемых стабилизаторов. О. На околозвуковых скоростях полета самолета эффективность руля высоты (и других рулей) падает. Поэтому на скоростных и высотных самолетах широкое применение получило цельноповоротное горизонтальное оперение – управляемый стабилизатор. Его эффективность на сверхзвуковых скоростях в несколько раз больше чем у руля высоты. Конструктивно управляемый стабилизатор представляет собой крыло, имеющее возможность плавно изменять свой угол установки. Часто применяется однолонжеронная конструкция со стенками, в которой корневая часть лонжерона является осью вращения. Ось может быть неподвижной относительно стабилизатора или фюзеляжа. У стабилизатора с жестким креплением его на оси, ось представляет собой трубчатую круглую балку, лежащую на двух опорах, которыми являются подшипники, установленные на усиленных шпангоутах. Управляемый стабилизатор отклоняется при помощи системы управления. Стабилизатор состоит из одного лонжерона, передней и задней стенки, нескольких стрингеров и

заторы и кили (моноблочными для больших самолетов с двумя и более лонжеронами). Стабилизировать самолет (в полете) ………………....С0077; с соединять стабилизатор (с фюзеляжем передними и задними стыковыми узлами); а выносить стабилизатор (на верх киля); н менять угол (установки стабилизатора в полете); н выполнять шарниры (для крепления стабилизатора); с связывать узел (с винтовым подъемником) и т.д. Повышать эффективность (управления руля высоты на околозвуковых самолетах за счет применения цельноповоротного горизонтального оперения – управляемого стабилизатора)…..П0353; в применять стабилизатор (цельноповоротный – управляемый); с сравнивать эффективность (на сверхзвуковых самолетах руля высоты и управляемого стабилизатора); а менять угол (установки управляемого стабилизатора); а представлять крыло, (имеющее возможность плавно менять

103

нервюр, обшивки. Торцевая нервюра – усилен- свой угол установки, ная. как управляемый стабилизатор); н применять конструкцию (стабилизатора как однолонжеронную со стенками, в которой корневая часть является осью вращения); с стабилизировать управление (самолетом за счет применения конструкции стабилизатора в виде трубчатой круглой балки, лежащей на двух опорах, которыми являются подшипники, установленные на усиленных шпангоутах); а усиливать шпангоуты (для крепления стабилизатора); в проектировать стабилизатор (из одного лонжерона, передней и задней стенки, нескольких стрингеров, нервюр и обшивки); в усиливать нервюру (торцевую); 6.5.6. В. Конструкция рулей и элеронов. Рассматривать подоО. Конструкция рулей и элеронов однотипна и бие (конструкции руподобна конструкции закрылков и крыльев. С лей и элеронов констточки зрения строительной механики рули и эле- рукции закрылков и роны представляют собой многоопорные балки, крыльев) ………Р0777; подвешенные шарнирно к неподвижным частям и с представлять коннагруженные аэродинамическими силами. Для струкцию (рулей и увеличения жесткости и живучести при большом элеронов как многоруле количество опор не должно быть меньше опорную балку, подтрех. Чаше всего применяется однолонжеронная вешенную шарнирно к конструкция. Могут быть и дополнительные неподвижным частям); стенки. Назначение, работа и конструкция сило- с увеличивать жествых элементов (лонжеронов, стрингеров, нервюр кость (и живучесть и обшивки) подобна однолонжеронному крылу. при большом руле за

104

счет количества опор на менее трех); а вводить стенки (дополнительные для увеличения жесткости); см воспринимать момент (крутящий, изгибающий и поперечную силу); с штамповать носки (и хвостовики нервюр из листового материала); н собирать носки (и хвостовики из поясов, стенок и стоек аналогично балочным нервюрам крыла); а делать нервюры (в местах установки узлов – усиленными); в соединять обшивки (при помощи законцовочного профиля у задней кромки); а заполнять конструкцию (рулей и элеронов хвостовой части пористыми заполнителями или сотовыми заполнителями); см соединять заполнители (рулей и элеронов с обшивкой и нервюрами клеем); а применять конструкцию (со слоистой обшивкой и сотовым заполнителем); в повышать жесткость (обшивки и качество поверхности по сравнению с клепанной конструкцией). 6.5.7. В. Конструкция узлов навески рулей и эле- Типизировать констронов. рукцию (узлов навески

Лонжерон представляет собой тонкостенную сборную штампованную из листа балку швеллерного или двутаврового сечения, которая воспринимает изгибающий момент и поперечную силу. Крутящий момент воспринимается контуром, образованным обшивкой и стенкой лонжерона. Носки и хвостики нервюр штампуются из листового материала, но могут быть сборными из поясов, стенок и стоек аналогично балочным нервюрам крыла. В местах установки узлов навески нервюры делаются усиленными. У задней кромки обшивка соединяется при помощи законцовочного профиля. Но на скоростных самолетах применяются конструкции рулей и элеронов с заполнением хвостовой части пористыми или сотовыми заполнителями, соединенными с обшивкой и нервюрами на клею. Применяют и конструкции со слоистой обшивкой и сотовыми заполнителями, что повышает жесткость обшивки и качество поверхности по сравнению с клепанной конструкцией.

105

О. Конструкция узлов навески рулей и элеронов однотипна. Узлы состоят из двух кронштейнов типа «ухо-вилка», соединенных болтом. Один кронштейн крепится к лонжерону киля (крыла, стабилизатора), другой к лонжерону руля (элерона). В кронштейне руля устанавливается сферический подшипник, позволяющий узлу работать при деформации рулей. Такой узел фиксирует руль (элерон) от перемещения вдоль размаха. Остальные узлы навески имеют дополнительный качающийся кронштейн – серьгу и работающий подобно кардану. Для размещения кронштейнов, в носках рулей и элеронов делаются вырезы, уменьшающие жесткость на кручение.

6.5.8. В. Аэродинамическая компенсация рулей и элеронов. О. Аэродинамическая сила рулей (элеронов) создает относительно оси вращения шарнирный момент. С увеличением размеров и ростом скорость полета шарнирные моменты резко возрастают и управление самолетом становится невозможным или затрудненным без применения гидроусилителей. Шарнирный момент можно уменьшить применяя аэродинамическую компенсацию, то есть создавая с помощью аэродинамической силы носового участка руля момент, противоположный моменту от силы хвостового участка.

рулей и элеронов)………….Т0199; с составлять узлы (из двух кронштейнов типа «ухо – вилка», соединенных болтом); н крепить кронштейн (к лонжерону руля, другой кронштейн к лонжерону киля и т.д.); а устанавливать подшипник (сферический, позволяющий узлу работать при деформации рулей); в фиксировать руль (от перемещения вдоль размаха); в иметь кронштейн – серьгу (дополнительный качающийся, работающего подобно кардану); н выполнять вырезы (в носках рулей и элеронов); в уменьшать жесткость (на кручение за счет вырезов). Компенсировать аэродинамику (рулей и элеронов)……..К0177; см создавать момент (вращения шарнирный, относительно оси); с применять гидроусилители (для управления самолетом с увеличением размеров и ростом скорости полета); с уменьшать момент (шарнирный, применяя аэродинамическую компенсацию); с создавать момент (с

106

6.5.9. В. Осевая аэродинамическая компенсация. О. Осевая аэродинамическая компенсация – это смещение оси вращения руля от его передней кромки. Участок руля расположенный перед осью вращения руля, называется аэродинамическим компенсатором. 6.5.10. В. Роговая аэродинамическая компенсация. О. Когда аэродинамический компенсатор представляет часть рулевой поверхности, вынесенной вперед только у края руля, а не по всей длине, такая разновидность осевой компенсации называется роговой. Она применяется на легких нескоростных самолетах.

6.5.11. В. Сервокомпенсаторы.

О. Сервокомпенсаторы или флетнеры являются частью руля, расположенной у задней кромки и отклоняющейся при отклонении руля, но в противоположную сторону. Момент от аэродинамической силы флетнеры противоположен шарнирному моменту руля и общий шарнирный момент руля уменьшится. Флетнеры отклоняются тем больше, чем больше отклоняются рули. Процесс происходит автоматически.

помощью аэродинамической силы носового участка руля, противоположный моменту от силы хвостового участка). Смещать ось (вращения руля от его передней кромки)…..С0074; н называть участок (руля, расположенный перед осью вращения – аэродинамическим компенсатором); Представлять часть (поверхности, вынесенной вперед только у края руля)……..П0196; в называть компенсацию (роговой, если часть рулевой поверхности вынесена вперед только у края руля, а не по всей длине); с применять компенсацию (такого рода на легких нескоростных самолетах); Составлять часть (руля – сервокомпенсаторы или флетнеры)……………..С0079; н располагать флетнеры (у задней кромки); с отклонять сервокомпенсаторы (или флетнеры в противоположную сторону при отклонении руля); с противопоставлять момент (аэродинамической силы флетнеры шарнирному моменту руля); н уменьшать момент

107

6.5.12. В. Триммеры рулей и элеронов. О. Триммеры – это часть рулей у задней кромки, отклоняемые на необходимые для снятия усилий углы по желанию летчика независимо от отклонения руля. Это обеспечивается специальной механической проводкой из кабины экипажа к триммерам или при помощи управляемых из кабины экипажа электромеханизмов , расположенных в носках рулей. Под действием момента от аэродинамической силы триммера шарнирный момент руля уменьшается или вообще сводится к нулю. Функции сервокомпенсатора, флетнера и триммера можно объединить в одном агрегате – триммере – флетнере, который отклоняется автоматически, как флетнер и может откланяться от управления вручную как триммер. По конструкции триммеры и флетнеры аналогичны конструкции элеронов и рулей.

(общий шарнирный руля); с связывать отклонение (флетнеры с отклонением руля так, что чем больше отклоняются рули, тем больше отклоняются флетнеры); Отклонять триммеры (часть рулей у задней кромки для снятия усилий на определенные углы по желанию пилота…)……..О0035; н обеспечивать отклонение (рулей специальной механической проводкой из кабины экипажа к триммерам или при помощи управляемых из кабины экипажа электромеханизмов); с располагать проводку (механическую в носках рулей); а приводить момент (шарнирный к нулю или значительно уменьшать); н объединять функции (сервокомпенсатора, флетнера и триммера в одном агрегате триммере – флетнере, который отклоняется автоматически…); а анализировать конструкцию (триммера и флетнера и находить аналогию с конструкцией элеронов и рулей); с находить аналогию (конструкции тримме-

108

6.5.13. В. Весовая балансировка рулей и элеронов. О. Для предотвращения колебаний конструкций типа «флаттера» на рулях и элеронах применяется весовая балансировка, при которой их центр тяжести располагают впереди оси вращения на расстоянии 3-5 % хорды. Для этого в носках рулей и элеронов устанавливают специальные грузы – весовые балансиры, которые крепят к лонжеронам или дополнительным стенкам. Грузы чаще распределяют по всей длине руля. На управляемых стабилизаторах крупные балансиры обтекаемой формы устанавливаются на концах. На современных самолетах вместо весовой балансировки и аэродинамической компенсации руле и элеронов применяют демпфирующие гидравлические устройства и гидроусилители.

6.5.14. В. Расчет оперения на прочность. О. Расчет на прочность сечений стабилизатора и килей не отличается от расчета на прочность сечений крыла подобной конструктивной схемы и формы в плане. Проверку прочности силовых элементов или подбор потребных сечений производят по разрушающим напряжениям.

6.5.15. В. Особенности расчета на прочность рулей и элеронов. О. Особенностью расчета на прочность сечений рулей и элеронов является то, что к поясам лонжеронов открытого профиля воспринимаю-

ра с конструкцией элеронов и рулей). Применять балансировку (для предотвращения колебаний конструкций типа «флаттера» на рулях и элеронах)………....П0733; н располагать центр (тяжести впереди оси вращения на расстоянии 3-5 % хорды); с устанавливать балансиры (крепящиеся к лонжеронам или дополнительным стенкам); а распределять грузы (по всей длине руля); в применять устройства (демпфирующие гидравлические или гидроусилители, вместо весовой балансировки и аэродинамической компенсации руле и элеронов). Рассчитать прочность (сечений стабилизаторов и килей по методике расчета на прочность сечений крыла подобной конструктивной схемы и формы в плане)………..Р0035; н проверить расчет (прочности силовых элементов); с подобрать сечения (по разрушающим напряжениям). Прибавлять участки (обшивки приведенной ширины при расчете на прочность сечений рулей и элеронов).П0091;

109

щим М, прибавляются участки обшивки приведенной ширины: bпр. = 30δ об и формулы для расчета на изгиб принимают вид: S S σp = ≤ σв ; σ сж = ≤ σ кр.л. . Fл + bпрδ об Fл + bпр δоб Для растянутой зоны: σ Р ; для сжатой зоны: σ сж , где S = M 0,9 H . л

При расчетах на кручение в сечениях по узлам навески рулей и элеронов берется контур, образованный стенкой лонжерона и обшивкой хвостовой части. В сечениях между узлами берется контур носка. Проектировочные расчеты элементов оперения выполняются так же, что и для крыльев.

н брать контур (при расчетах на кручение в сечениях по узлам навески рулей и элеронов); с выполнять расчеты (элементов оперения так же, как и для крыльев.);

110

7. ТЕЗАУРУС НА ФЮЗЕЛЯЖИ САМОЛЕТОВ Одним из основных или главных видов агрегатов всех типов самолетов является фюзеляж, или как его еще называют проектировщики – корпус летательного аппарата – самолета. В зависимости от типов самолета, корпус самолета или летательного аппарата называется: Фюзеляжем – у сухопутного самолета; Лодкой – у гидросамолета; Гондолой – у самолета с корпусом без оперения. Главной функцией корпуса (фюзеляжа, лодки, гондолы) является Размещать авионику………………………………………..…….. Р0001. Основной функцией корпуса самолета является: Объединять конструкцию (самолета в единый агрегат – машину) ……………………………………………………………………………….О0001; Второстепенной функцией по отношению к конструкции самолета можно назвать следующие функции: Размещать грузы (людей, бомбы, технику, почту, контейнеры и т.д.). ……………………………………………………………………………….Р0003; Переводить грузы………………………………………………….П0002; Подвешивать (крепить) крыло…………………………………..П0003; Крепить оперение…………………………………………………..К0003; Связывать части (в силовом отношении: крыло, оперение, шасси и др.)…………………………………………………………………………..С0004; Рассмотрим подробнее части и вообще устройство фюзеляжа с функциональных позиций. 7.1. Типы корпусов самолетов и функции их конструкций Связывать части (самолета в силовом отношении: крыло, оперение, шасси и др.)……………..С0004; н размещать грузы ………………….Р0003; в объединять конструкцию (самолета); с создавать образ (самолета); а представлять корпус (овальной формы в сечении или цилиндрической формы); 7.1.2. В. Требования к фюзеляжам. Удовлетворять поО. Фюзеляжи должны удовлетворять следую- требителя (по соверщим требованиям: шенству, простоте и 7.1.1. В. Назначение фюзеляжей. О. Фюзеляж связывает между собой в силовом отношении основные части самолета: крыло, оперение, шасси, силовые установки (на некоторых типах самолетов), силовые штанги (кронштейны для перевозки крупногабаритных обтекаемых грузов типа челнока «Буран» и др.). В нем размещают: экипаж, пассажиров, грузы, топливо, оборудование, в зависимости от назначения самолета. Внутри фюзеляжа иногда размещают двигатели.

111

• Хорошая аэродинамика (меньшей - на характерном режиме полета, минимальное сопротивление интерференции, минимальный нагрев в полете); • Достаточная прочность, жесткость и живучесть конструкции при минимальной массе; • Хорошее использование внутренних объемов, удобство входа и выхода, размещения экипажа и пассажиров; • Хорошая теплозвукоизоляция и герметизация, создающие нормальные условия для экипажа и пассажиров.

7.1.3. В. Внешние формы фюзеляжей. О. Формы фюзеляжа определяется назначением самолета, числом Маха, расположением двигателей и другими факторами. Идеальной формой фюзеляжа является тело вращения. Для малых скоростей лучшая форма – каплевидное тело, для околозвуковых – сигарообразное, для сверхзвуковых – остроносое, веретенообразное. Поперечное сечение фюзеляжа может быть прямоугольным – для грузовых самолетов. Круглое и овальное сечение наиболее рационально и технологически выгодно, позволяет уменьшить сопротивление при хорошем использовании внутреннего объема.

технологичности конструкции)……..У0005; н обеспечивать аэродинамику (полета на характерном режиме, минимальное сопротивление интерференции, минимальный нагрев в полете и т.д.); с иметь массу (наименьшую, с сохранением достаточной прочности, жесткости и живучести конструкции фюзеляжа); а использовать объемы (внутри фюзеляжа, удобство входа и выхода, размещения экипажа и пассажиров); а создавать условия (теплозвукоизоляции и герметизации, жизнедеятельности экипажа и пассажиров). Определять назначение (фюзеляжа типом самолетов, числом Маха, расположением двигателей и т.п.)….. ……..………….О0009; в идеализировать форму (фюзеляжа для каждого типа самолета); с выбирать форму (фюзеляжа в зависимости от класса и типов самолетов: круглую, овальную, каплевидную, остроносую, веретенообразную и т.п.); а уменьшать сопротивление (в зависимости от формы фюзеляжа);

112

см использовать полость (внутреннего объема фюзеляжа для размещения оборудования и др.). 7.1.4. В. Геометрические характеристики фюзеляжей. Характеризовать фюО. Геометрические характеристики фюзеляжа зеляж (его удлинениL L является его удлинение: λф = ф D , ем: λф = ф при Dф

ф

где Lф - длина фюзеляжа; Dф - диаметр фюзеляжа. У современных самолетов λ = 6 ÷ 15 .

λ = 6 ÷ 15 )………Х0008;

в предоставлять характеристики (фюзеляжа в виде зависимости: λф =

7.1.5. В. Нагружение фюзеляжей. О. Нагрузки фюзеляжа в полете, при посадке классифицируются: • Нагрузки от прикрепленных частей (крыло, оперение, шасси и т.д.), обычно сосредоточенные; • массовые силы от агрегатов, грузов внутри фюзеляжа бывают сосредоточенные и распределенные; • аэродинамические силы, распределенные по поверхности фюзеляжа; • массовые силы от собственной конструкции фюзеляжа; • нагрузки от сил внутреннего давления в герметичных отсеках фюзеляжа. Нагружение фюзеляжа может быть симметричным или несимметричным. В первом случае нагрузки действуют в плоскости симметрии самолета, во втором – они перпендикулярны ей.

Lф

Dф

).

Классифицировать нагрузки (действующие на фюзеляж) …………………К0011; см нагружать части (фюзеляжа при креплении крыла, оперения, шасси и т.д.); а различать схемы, (действующие на фюзеляж, как сосредоточенные и распределенные); а распределять силы (от внутреннего давления в герметичных отсеках фюзеляжа); с нагружать фюзеляж (в плоскости симметрии и перпендикулярно ей).

7.2. Построение эпюр конструкций фюзеляжа и формулирование их функций. 7.2.1. В. Построение эпюр при расчете фюзеляжных конструкций. О. Эпюры Q , M и M кр , действующие на фюзеляж, необходимы для расчета его на прочность. При построении эпюр фюзеляж рассматривают как балку, опирающуюся на узлы креп-

Рассчитывать прочность (конструкций фюзеляжа самолета по эпюрам Q , M и M кр ) …………………Р0013; в построить эпюры

113

ления к нему крыла.

7.2.2. В. Построение эпюр поперечных сил и изгибающих моментов. О. При построении эпюр и расчетах фюзеляж делят на три части: • Переднюю – от носа фюзеляжа до переднего узла крепления крыла; • Среднюю – от переднего до заднего узла крепления крыла к фюзеляжу; • Заднюю – от заднего узла крепления крыла до конца фюзеляжа. Консоли передней и задней части жестко соединены со средней частью. Рассматривают симметричное нагружение самолета. Крутящий момент отсутствует. Массовыми силами от собственной конструкции фюзеляжа пренебрегают, а от агрегатов и грузов считают сосредоточенными. Определяют массовые сосредоточенные силы, действующие в их центре тяжести. Определяют расчетную нагрузку на горизонтальное оперение PГО . Эта нагрузка передается на фюзеляж через узлы крепления к нему горизонтального оперения. Подсчитывают опорные реакции фюзеляжа, как для двухопорной балки с консолями. По данным расчетов, методами технической механики, строят эпюры Q , M .

7.2.3. В. Нагрузки и эпюры сил крутящих моментов при несимметричном нагружении. Построение эпюр. О. Несимметричное нагружение фюзеляжа возникает при полете с отклоненным рулем направления. При этом на фюзеляж действует

(для расчета на прочность конструкции фюзеляжа); н рассматривать фюзеляж (как балку, опирающуюся на узлы крепления к нему крыла). Построить эпюры (для расчета фюзеляжа на прочность)…П0015; в делить фюзеляж (на три части: переднюю, среднюю, заднюю); с соединять консоли (передней и задней части со средней частью жестко); а рассматривать нагружение (самолета как симметричное); с считать силы (от собственной конструкции фюзеляжа не значительными, а от агрегатов и грузов – сосредоточенными); см определять силы (массовые, сосредоточенные, действующие в их центре тяжести); с передавать нагрузку (на фюзеляж через узлы крепления к нему горизонтального оперения); н подсчитать реакции (фюзеляжа как для двухопорной балки с консолями). Нагружать фюзеляж (несимметричными нагрузками при полете)……………..Н0016; с отклонять руль (направления для несим-

114

изгибающий момент в горизонтальной плоскости, а на хвостовую часть, кроме того, еще и крутящий момент M кр : M кр = PВО h , где PВО - сила, действующая на вертикальное оперение (В.О.); h - расстояние от ЦД до ВО и оси фюзеляжа. Учитывая эти нагрузки строят эпюры Q , M и M кр .

метричного нагружения самолета при испытании); воспринимать момент (изгибающий в горизонтальной плоскости); см нагружать часть (хвостовую для возникновения крутящего момента M кр = PВО h и т.д.); н учитывать нагрузки (при построении эпюр).

7.3. Конструкция фюзеляжей и их функции 7.3.1. В. Сходство конструкции фюзеляжей самолетов. О. Сходство характеров нагружения фюзеляжа приводит к сходству силовых схем и назначения силовых элементов.

7.3.2. В. Конструктивно-силовые схемы фюзеляжей. О. Конструктивно-силовые схемы фюзеляжа разделяют как балочные и ферменные.

7.3.3. В. Ферменные фюзеляжи. О. Ферменные фюзеляжи выполняют в виде пространственных ферм жестко-расчалочного типа. В состав силовых элементов таких фюзеляжей входят: пояса ферм, стойки, распорки, раскосы и гибкие ленты. Изгибающий момент в такой конструкции воспринимается поясами, поперечными стойками, крутящий момент – контуром, образованным из четырех плоских ферм. У ферменных фюзеляжей: большая масса, малая живучесть, плохое использование внутренних объемов. Поэтому в современных конструкциях они почти не применяются.

Сформулировать сходство (фюзеляжей)……………С0019; н сравнивать конструкцию (фюзеляжей самолетов); в приводить схему (и назначение силовых элементов к сходству). Различать схемы (фюзеляжей как балочные и ферменные)…………….Р0020; н считать схемы (фюзеляжей балочными и ферменными); Выполнять фюзеляж (в виде пространственных ферм жесткорасчалочного типа)….. …………………В0017; в составлять фюзеляж (из поясов ферм, стоек, распорок, раскосов и гибких лент); н воспринимать момент (крутящий – контуром, образованным из четырех плоских ферм.) и т.д.

115

7.3.4. В. Балочные фюзеляжи. О. В авиации широко применяются балочные фюзеляжи. Они представляют собой тонкостенные пустотелые балки, имеющие работающую обшивку, продольный набор из лонжеронов или стрингеров и поперечный набор, состоящий из шпангоутов. Балочные фюзеляжи бывают: лонжеронные, стрингерные и обшивочные. Первые две разновидности называют – полумонокок, обшивочный – монокок.

7.3.5. В. Лонжеронные фюзеляжи. О. Лонжеронный балочный фюзеляж состоит из мощных лонжеронов, набора силовых и нормальных шпангоутов и относительно тонкой обшивки. Лонжероны – основные силовые элементы, воспринимают изгибающий момент, которому противодействуют осевые усилия сжатия и растяжения (работают подобно поясам лонжеронов крыла). Стрингеры в лонжеронном фюзеляже подкрепляют обшивку, окантовывают большие вырезы, служат элементами крепления оборудования. Обшивка в лонжеронных фюзеляжах обеспечивает крутящий момент и поперечную силу. Силовые шпангоуты составляют основу конструкции фюзеляжа и служат для восприятия и передачи сосредоточенных сил и моментов на обшивку и продольный набор в местах крепления к фюзеляжу крыльев, оперения, шасси, силовых установок. Нормальные шпангоуты (подобно нервюрам крыла) придают форму фюзеляжу и подкрепляет обшивку.

Применять конструкцию (фюзеляжа балочного типа)…П0018; в представлять балку (тонкостенную пустотелую, имеющую работающую обшивку, продольный набор из лонжеронов или стрингеров и поперечный набор, состоящий из шпангоутов); н различать фюзеляжи (лонжеронные и обшивочные); с называть разновидность (фюзеляжей: лонжеронные, стрингерные–полумонокок, обшивочный – монокок). Составлять фюзеляж (из мощных лонжеронов, набора силовых и нормальных шпангоутов и относительно тонкой обшивки);……. …………………С0017; с воспринимать момент (изгибающий); н подкреплять обшивку (стрингерами в лонжеронной конструкции фюзеляжа); н окантовывать вырезы (для обеспечения крепления оборудования); с обеспечивать обтекаемость (конструкции фюзеляжа); а составлять основу (конструкции фюзеляжа); а придавать форму (конструкции фюзеля-

116

7.3.6. В. Стрингерные фюзеляжи. О. Стрингерный балочный фюзеляж имеет набор часто расположенных стрингеров, набор силовых и нормальных шпангоутов и относительно толстую обшивку. Стрингерные фюзеляжи широко распространены на самолетах различного назначения. Часто расположенные стрингеры подкрепляют обшивку и воспринимают вместе с ней изгибающий момент. При этом в стрингерах возникают осевые усилия сжатия и растяжения. Поперечный набор состоит из нормальных и силовых шпангоутов. Обшивка более толстая, чем в лонжеронном фюзеляже, воспринимает поперечную силу, изгибающий и крутящий моменты. Конструкция стрингерного балочного фюзеляжа обеспечивает высокую жесткость его и прочность при малой массе, так как материал, работающий на изгиб и кручение (обшивка и стрингеры), максимально удален из нейтральной продольной оси. Фюзеляж имеет большие внутренние объемы и допускает их хорошее использование. Такая конструкция обладает большой живучестью.

7.3.7. В. Обшивочные фюзеляжи. О. Обшивочный фюзеляж (монокок) состоит из толстой обшивки, подкрепленной шпангоутами. Имеются местные продольные элементы,

жа); н подкреплять обшивку (фюзеляжа). Иметь набор (часто расположенных стрингеров, набор силовых и нормальных шпангоутов и относительно толстую обшивку…)... ………………..И0021; в распространять фюзеляжи (стрингерные на все типы самолетов); н располагать стрингеры (так, чтобы подкреплять обшивку и воспринимать вместе с ней изгибающий момент); см составлять набор (из нормальных и силовых шпангоутов); с увеличивать толщину (обшивки, воспринимающей поперечную силу, изгибающий и крутящий момент); см обеспечивать жесткость (стрингерного балочного фюзеляжа и прочность при малой массе); а удалять материал (от нейтральной продольной оси); с использовать объем (фюзеляжа); н повышать живучесть (конструкции фюзеляжа). Подкреплять фюзеляж (шпангоутами)……………..П0023; см иметь элементы

117

усиливающие вырезы под окна, люки, двери, верхние и нижние своды, где действуют наибольшие напряжения от изгиба. Обшивка – оболочка воспринимает все силовые факторы M кр . Прочность обшивочного фюзеляжа определяется в сжатых зонах критическими напряжениями потери устойчивости обшивки, для увеличения которых увеличивают толщину, а, следовательно, и массу всей конструкции.

7.3.8. В. Основные силовые элементы фюзеляжа. О. Силовыми элементами фюзеляжа являются: продольные – лонжероны, стрингеры; поперечные – шпангоуты, обшивка.

7.3.9. В. Конструкция и работа лонжеронов. О. Лонжероны фюзеляжа бывают основными и вспомогательными. Основные лонжероны проходят вдоль всего фюзеляжа и составляют основу силового набора. В лонжеронах от изгибающего момента возникают осевые усилия сжатия и растяжения. Вспомогательные лонжероны ставят на участках, требующих местного усиления. Количество лонжеронов в фюзеляже от 4 до 8. Лонжероны фюзеляжа, состаящие из одного профиля, опираются на обшивку в двух взаимно – перпендикулярных плоскостях и стенку. Конструкция лонжеронов фюзеляжа должна обеспечивать высокие критические напряжения: σ кр , так как в них возможна общая потеря устойчивости. Лонжероны изготавливаются из высокопрочных алюминиевых сплавов. При значительном нагреве конструкции применяют сплавы титана и легированной стали. Сечение лонжеронов фюзеляжа может быть в виде тавра, двутавра, швеллера, П-образные и Z-образные. Местные лонжероны или бимсы могут состоять из одного

(местные продольные, усиливающие вырезы под окна, люки, двери, верхние и нижние своды, где действуют наибольшие напряжения от изгиба); см воспринимать момент ( M кр обшивкой – оболочкой); н определять прочность (обшивочного фюзеляжа в сжатых зонах). Называть элементы (фюзеляжа, которые составляют силовую конструкцию или являются силовыми)……………..Н0025; в составить элементы (силовой части фюзеляжа). Составлять основу (силового набора вдоль всего фюзеляжа) …………………С0031; н определять усилия (сжатия и растяжения от изгибающего момента); с устанавливать лонжероны (на участках, требующих местного усиления); Определять количество (лонжеронов в фюзеляже от 4 до 8); см обеспечивать надежность (конструкции за счет применения лонжеронов, состоящих из одного профиля); с выдерживать на-

118

профиля или иметь клепанную сборную конст- пряжения ( σ кр , так как рукцию. в них возможна общая потеря устойчивости) С изготавливать лонжероны (изготавливаются из высокопрочных алюминиевых сплавов); а применять сплавы (титана и легированной стали для изготовления лонжеронов, работающих при значительном нагреве); а использовать сечения (лонжеронов таких, как в виде тавра, двутавра, швеллера, Побразные и Zобразные); с иметь конструкцию (из одного профиля или иметь клепанную сборную - это местные лонжероны или бимсы). 7.3.10. В. Стрингеры фюзеляжа. Проектировать фюзеО. В стрингерных фюзеляжах стрингеры – ос- ляж (с основными синовные силовые элементы. Взаимные подкреп- ловыми элементами ления стрингеров и обшивки повышают устой- стрингерами)….П0022; чивость этих элементов. Стрингеры представля- в повышать устойчиют собой прессованные профили различного се- вость (элементов фючения. Количество стрингеров рассчитывается зеляжа путем взаимноизвестными методами. По назначению, работе и го подкрепления стконструкции стрингеры фюзеляжа подобны рингеров и обшивки); см представлять стрингерам крыла. стрингеры (в виде прессованных профилей различного сечения); а рассчитывать количество (стрингеров в фюзеляже известными методами); с назначать работу (стрингеров при проч-

119

7.3.11. В. Шпангоуты, работа, конструкция. О. Шпангоуты составляют поперечный силовой набор фюзеляжа любого типа. Часть из них делается силовыми, большинство же является нормальными (или типовыми). Силовые шпангоуты обеспечивают передачу больших сосредоточенных сил и моментов (от крыла, оперения, силовых установок) на обшивку в виде потоков касательных усилий. Они должны иметь хорошую связь с обшивкой. Силовые шпангоуты представляют собой мощные плоские рамы с высокой прочностью на изгиб в своей плоскости. На самолетах с лонжеронными крыльями силовые шпангоуты в местах крепления крыла и оперения выполняются в виде мощных кольцевых рамных конструкций, соединяющих консоли. Они могут быть сборно-клепанными в виде кольцевых лонжеронов или составленных из нескольких цельноштампованных участков. В местах крепления к фюзеляжу стреловидного вертикального оперения силовые шпангоуты иногда располагаются наклонно. Герметические отсеки фюзеляжа имеют силовые стенки, часто сферической формы, по кругу подкрепленные профилями для работы под действием перепада давления. Такие силовые шпангоуты называются герметическими. Нормальные шпангоуты придают форму поперечного сечения фюзеляжу и подкрепляют обшивку. Их выполняют из прессованных и гнутых по контуру сечения фюзеляжа профилей, которые состоят из нескольких частей, соединяемых стыковыми накладками. Для прохода стрингеров и лонжеронов в шпангоутах делают вырезы. Материал шпангоутов – алюминиевые сплавы.

ностных расчетах подобно стрингерам крыла). Составлять набор (для фюзеляжа, силовой поперечный, который называют шпангоутами)………….С0031; в делать шпангоут (силовым частично, в большинстве случаев нормальным); см обеспечивать передачу (больших сосредоточенных сил и моментов на обшивку в виде потоков касательных усилий); н иметь связь (силовую с обшивкой); н представлять рамы (с высокой прочностью на изгиб в своей плоскости); см выполнять шпангоуты (в виде мощных кольцевых рамных конструкций, соединяющих консоли); в проектировать шпангоуты (в виде кольцевых лонжеронов сборно-клепанными или составленными из нескольких цельноштампованных участков); с располагать шпангоуты (наклонно в зависимости от крепления к фюзеляжу вертикального оперения); а подкреплять стенки (профилями для работы по действием перепада давления);

120

7.3.12. В. Конструкция обшивки фюзеляжа. О. Обшивка фюзеляжа воспринимает большую часть изгибающего момента, полностью поперечную силу и крутящий момент, а также нагрузку от перепада давлений между гермоотсеками и атмосферой. Чаше обшивку изготавливают из листового материала постоянной или переменной толщины. Обшивка имеет утолщения в местах, где имеются вырезы. Плоские листы обшивки изгибают под прессом до нужной кривизны. Листы обшивки соединяют встык на поперечных и продольных элементах. Продольные соединения можно выполнить внахлест. В качестве материала обшивки применяют алюминиевые, магниевые и титановые сплавы. Листовая обшивка одной толщины, с приклепанными к ней усилениями и окантовками проста в изготовлении, но имеет ряд недостатков. А именно – увеличение массы, неравномерное распределение напряжений, небольшая усталостная устойчивость, большой объем сборочных работ, огромное количество точек, требующих герметизации. Поэтому все шире применяют механически или химически фрезерованные листы обшивки переменной толщины от 1 до 12 мм. Большая толщина применяется в местах вырезов. Такая обшивка имеет меньшую массу и большую усталостную прочность. Монолитные панели применяют в фюзеляжах в наиболее нагруженных местах. Такая обшивка выполняется фрезерованием из плиты или прессованием заодно со стрингерами – ребрами. Толщина полотна обшивки переменна. Применение монолитных панелей повышает усталостную прочность конструкции

с называть шпангоуты (герметическими); н придавать форму (поперечного сечения фюзеляжу и подкреплять обшивку); с делать вырезы (для прохода стрингеров и лонжеронов); н применять материал (алюминиевые сплавы). Воспринимать нагрузку (от перепада давлений между гермоотсеками и атмосферой)…………….В0033; см воспринимать моменты (изгибающий, крутящий); см воспринимать силу (поперечную полностью); с изготавливать обшивку (из листового материала постоянной или переменной толщины); С иметь утолщения (в местах, где имеются вырезы); а изготавливать обшивку (под прессом нужной кривизны); н соединять листы (обшивки встык); н выполнять соединение (листов обшивки внахлест); н применять материалы – сплавы (применяют алюминиевые, магниевые и титановые); с применять листы (для обшивки механи-

121

фюзеляжа, облегчает его герметизацию и улуч- чески или химически шает аэродинамику. В конструкциях фюзеляжей фрезерованные); применяются и многослойные обшивки. см применять обшивки (в фюзеляжах монолитные); а изготавливать обшивки (прессованием заодно со стрингерами – ребрами); см изготавливать обшивки (многослойные для уменьшения массы и повышения усталостной прочности) 7.3.13. В. Конструкция соединения фюзеляжа. Производить фюзеО. Для производства, эксплуатации и ремонта ляж…………….П0039; фюзеляжи выполняют из отдельных частей – Эксплуатировать фюотсеков, места соединения которых называют зеляж………Э0003; разъемами. Разъемы, обеспечивающие нужды Ремонтировать фюзепроизводства, называют технологическими, а ляж…………….Р0005; разъемы, дающие возможность подхода к раз- Выполнять части – личным внутренним агрегатам, называют экс- отсеки (фюзеляжа в плутационными. Фюзеляжи обычно состоят из единый агрегат с по3 – 5 отсеков. Разъемы фюзеляжей должны обес- мощью соединений печивать надежное соединение отдельных его разъемов)……...В0022; частей при небольшом увеличении массы. Экс- а называть разъемы, плутационные разъемы кроме того должны быть (обеспечивающие нужудобными для быстрого монтажа и демонтажа. ды производства Стыковые соединения в разъемах нагружены те- технологическими, а ми же силовыми факторами, что и сечения фю- разъемы дающие воззеляжа, расположенные вблизи, то есть Q , M , можность подхода к M кр . Соединение частей (отсеков) фюзеляжа различным внутренним осуществляется при помощи сосредоточенных агрегатам - эксплутаузлов или контурных соединений. Стыковые уз- ционными); лы применяют в лонжеронных фюзеляжах. Связь н составлять фюзес лонжеронами выполняют в виде фитингов и ляжи (из 3-5 отсеков); соединений типа «ухо – вилка». Контурные со- с обеспечивать соедиединения стрингерного фюзеляжа выполняют нение (фюзеляжей с при помощи стыковых усиленных шпангоутов. помощью разъемов – При этом на концах соответствующих стринге- надежно, при небольшом увеличении масров дополнительно устанавливают фитинги. сы); см обеспечивать удобство (монтажа и демонтажа разъемов); С нагружать разъемы

122

(теми же силовыми факторами: Q , M , M кр ) а соединять части – отсеки (фюзеляжа при помощи сосредоточенных узлов или контурных соединений); н связывать лонжероны (соединениями в виде фитингов и соединений в виде «ухо – вилка»); с выполнять соединения (стрингерного фюзеляжа при помощи стыковых усиленных шпангоутов); а устанавливать фитинги (на концах соответствующих стрингеров - дополнительно). 7.4. Функции расчета фюзеляжа на прочность 7.4.1. В. Проверочный расчет фюзеляжа на прочность. О. Расчеты фюзеляжа на прочность подобны расчетам крыльев. При восприятии изгибающего момента в вертикальной плоскости с наибольшими напряжениями, подобно панелям кессона (или поясам лонжеронов) крыла, работают его верхние и нижние участки (своды) фюзеляжа, как наиболее удаленные от нейтральной оси. Боковые участки фюзеляжа воспринимают поперечную силу, работая подобно стенкам лонжерона в крыле. Замкнутый контур обшивки воспринимает крутящий момент. Фюзеляж рассматривается как балка на опорах с консолями (носовая и хвостовая часть). Исходными данными для проверочного расчета фюзеляжа являются эпюры Q , M , M кр , геометрические размеры сечений и прочностные характеристики материалов конструкции. Проверочные расчеты определяют нормальные и касательные напряжения в силовых элементах для сравнения их с разрушающими.

Рассчитать фюзеляж (на прочность по методике расчета на прочность конструкции крыла)………….Р0055; см воспринимать силу (боковыми участками фюзеляжа подобно стенкам лонжерона в крыле); н рассматривать момент (крутящий фюзеляжа); см рассматривать фюзеляж (при расчете на прочность как балку на опорах с консолями – носовая и хвостовая часть); а определять данные (для проверочного расчета фюзеляжа как

123

эпюры Q , M , M кр , геометрические размеры сечений и прочностные характеристики материалов конструкции); с сравнивать расчеты (при определении нормальных и касательных напряжений в силовых элементах). 7.4.2. В. Расчет на изгиб стрингеров фюзеляжа. Определять напряО. Рассчитывают стрингерный фюзеляж тогда, жения (в любой точке когда изгибающий момент M действует в вер- круглого фюзеляжа по тикальной плоскости. Нормальные напряжения формуле σ = M y ) ……. i i Iϕ в любой точке сечения круглого фюзеляжа определяется по формуле: ..……………….О0066; M н приводить толщину σi = yi , Iϕ (обшивки со стрингегде yi - расстояние от данной точки до нейтраль- рами к толщине приведенной обшивки); ной оси; а выражать напряжеI ϕ - момент инерции редуцированного сечения. ния (зависимостью Приводят толщину обшивки со стрингерами к yi = R ); толщине приведенной обшивки. Тогда: н распределять наM I ϕ = πR 3δ пр и σ i = 3 yi . пряжения (в приблиπR δ пр женных расчетах – Максимальные напряжения действуют в верхних равномерно и др.); точках свода фюзеляжа, где yi = R . Тогда: с определять силы ( S , M М которые возникают при ≤ σ кр.стр . σ max = 3 πR δ пр восприятии M ); В приближенных расчетах принимают: а принимать высоту • Напряжения в сводах распределены рав- (свода равной 1 D , 4 номерно; для овальных фюзеля• при восприятии M возникают суммарные соответственно осевые силы S , которые определяются по жей 2 H и 1 H ); следующей формуле: 3 4 S S M = ≤ σ крМ.стр. ; ; σ сж = 2 D Fпр .св. nFстр + Fобϕ об 3 30δ об ϕ об = , b где 2 3 D - расстояние между центрами своS=

дов, Fпр.св. - приведенная площадь сечения свода.

см производить расчет (также, только высота H заменяется шириной B ).

124

Высоту свода принимают равной 1 D (для 4 овальных фюзеляжей соответственно 2 3 H и 1 H ). При действии изгибающего момента M в 4

горизонтальной плоскости расчет проводят также, только высота H заменяется шириной B . см рассчитать фюзеО. В лонжеронных фюзеляжах изгибающий ляж (лонжеронный на момент M воспринимается лонжеронами, в изгибающий момент которых возникают осевые усилия S л , определи- M и осевые усилия M S л ); . мые как: S л = 2H л Воспринимать моНапряжения определяются по формулам: мент (изгибающий как S S основной параметр σ р = л , σ сж = л , σ р ≤ σb , σ сж = σ кр. л = 0,9σb , Fр Fсж расчета, определить осевые усилия Sл ) где b - длина хорды. ……………..….В0093; н определить усилия (осевые S л по формуле 7.4.3. В. Расчет на изгиб лонжеронного фюзеляжа.

Sл =

M ); 2H л

см определять напряжения (по формулам: σ р =

Sл S , σ сж = л , Fр Fсж

σ р ≤ σb , σсж =σкр.л = 0,9σb );

7.4.4. В. Расчет на изгиб обшивочного фюзеляжа. О. В обшивочных фюзеляжах изгибающий момент действует в сводах высотой 1 4 и 1 4 b .

а выявлять места (приложения нагрузок на лонжеронный фюзеляж). см произвести расчет (обшивочного фюзеляжа на изгибающий момент в сводах высотой 1 4 и 1 4 b );

Нормальные напряжения в обшивке определяютS S ≤ σв , σ сж = ся по формулам: σ р = ≤ σ кр.об . н определять напряFсж.св Fр.св жения (в обшивке по формулам: S σр = ≤ σв , Fр.св σ сж =

S Fсж .св

≤ σ кр.об ).

125

7.4.5. В. Расчет на сдвиг и кручение лонжеронного фюзеляжа. О. Функция расчета на сдвиг и кручение фюзеляжа – это определение касательных напряжений. Если поперечная перерезывающая сила Q действует вдоль оси симметрии самолета, то так касательные напряжения действует в перпендикулярной плоскости: τQ =

Q sin α . πRδ об

Определить напряжения (касательные при расчетах на сдвиги и кручение фюзеляжа)……………..О0111; н рассчитать конструкцию (фюзеляжа на изгиб и кручение по формуле: τQ =

Q sin α ); πRδ об

Наиболее поперечная сила Q действует в боковых сводах обшивки размером 2 3 D или H . см определить силы ( Q в боковых сводах Принимают, что касательные напряжения τ по обшивки размером своду распределяются равномерно, тогда: 2 D или H ); 3 Q τQ = ≤ τ пред.об . а принимать напря2 2 Hδоб 3 жения ( τ при расчетах При горизонтальном действии силы Q вместо по своду и распреде2 H берут 2 b . Крутящий момент M действует лять их равномерно, то кр 3 3 есть: в замкнутом, образованном обшивкой, фюзеляQ же. Ему противодействуют касательные напря- τQ = ≤ τ пред.об 2 H 2 δ жения кручения τ кр : 3 об M ); τ кр = . 2F0δ н брать момент ( M кр При несимметричном нагружении хвостовой при расчетах вместо части фюзеляжа от сдвига сопутствует кручение. 2 H - 2 b ); 3 Поэтому расчет ведут по суммарным касатель- 3 см рассчитать протиным напряжениям τΣ : водействие (касательτΣ = τQ + τ кр ≤ τ пред.об . ных напряжений кручения τ кр : τ кр =

7.4.6. В. Расчет на сдвиг и кручение лонжеронного фюзеляжа. О. В лонжеронном фюзеляже поперечная сила Q воспринимается участками обшивки между лонжеронами, в которых действуют касательные напряжения сдвига τ Q , равные: τQ =

Q Q ; τQ = . 2 H лδ об 2 Bлδ об

M ); 2F0δ

а вести расчет (по суммарным касательным напряжениям τΣ : τΣ = τQ + τ кр ≤ τ пред.об ). см провести расчет (лонжеронного фюзеляжа на восприятие силы поперечной Q обшивкой между лонжеронами); Считать напряжения (по формулам:

126

Расчет на кручение производят по формуле τ = Q ; τ = Q , Q Q 2H лδ об 2Bлδ об Бредта. расчет производить на кручение по формуле Бредта)………..С0113. 7.4.7. В. Проектировочный расчет фюзеляжа. Идентифицировать О. Исходными данными при проектировоч- расчет (проектировочном расчете фюзеляжа являются те же методы, ный так же, как и прочто и при расчете проверочном. Проектировоч- верочный)……..И0115; ный расчет выполняют для подбора потребных н выполнить подбор сечений и форм силовых элементов фюзеляжа. (потребных сечений и форм силовых элементов фюзеляжа). 7.4.8. В. Проектировочный расчет стрингерного Представлять поряфюзеляжа. док (расчета круглого О. Проектировочный расчет стрингерного фю- стрингерного фюзелязеляжа выполняют в следующем порядке: жа)……………..П0117; 1. Выбирают материал и задаются толщиной н выбирать материал; н задавать толщину обшивки δ об и шагом стрингеров b . 2. Принимают значение σ крM.стр. , определяют (обшивки δ об и шаг приведенную толщину обшивки из соот- стрингеров b ); н принимать значеM ношения: σ max = 2 ≤ σ крM.стр < σ кр.стр . ния ( σ крM.стр. ); πR δ пр 3. Определяют потребную площадь сечения н определять толщиодного стрингера Fстр = b(δ пр − ϕδ об ) . Коли- ну (приведенную обчество стрингеров определяют по формуле: шивки соотношением: M M σ max = 2 ≤ σ крM.стр < σ кр.стр ); δ пр = 2 M . πR δ пр πR σ кр.стр

см определять пло4. По каталогам подбирают профиль стринщадь [потребную сеM гера и определяют его σ кр. стр совместно с чения одного стрингеучастком обшивки bпр = bϕ , если δ об ≥ 1 мм. ра по формуле: M Сравнивают найденное значение σ кр.стр. , Fстр = b(δ пр − ϕδ об ) ]; н подбирать профиль увеличивают сечения стрингера Fстр . 5. Проверяют прочность обшивки на сдвиг: (стрингера и определять его совместно с Q τQ = 2 ≤ τ пред.об . участком обшивки: πR δ об При расчетах хвостовой части фюзеляжа, когда bпр = bϕ если δ об ≥ 1 совместно действуют Q и M кр толщину обшивки мм); подбирают по касательным напряжениям: сравнивать значение м ( σ кр qΣ Q Mк .стр. , найденное при + g ∑ = gQ + g кр = ; δоб = . πR 2 FQ расчетах); τ пред.об н увеличивать сечение (стрингера Fстр ,

127

при необходимости увеличивать σ крM.стр. ); н проверять прочность (обшивки на сдвиг: τQ =

7.4.9. В. Расчет на прочность силовых шпангоутов. О. Силовые шпангоуты нагружены сосредоточенными силами от частей самолета (крыло, оперение). Эти силы лежат в плоскости шпангоутов. Для расчета выбирают кольцевой силовой шпангоут с креплением агрегата по бортам узлами типа ухо-вилка. В узлах крепления агрегата крыла возникают усилия S = M H . При среднем расположении крыла в сечениях по оси симметрии действуют усилия: S A = Sb =

SH , 2R

где S A - усилия в узлах и Sb . Ввиду симметричности контура рассматривают расчет его одной половины. Находят величины изгибающего момента N S , нормальной силы QS и поперечной силы: M S = S A R(1 − cos β ) ; QS = S A sin β ; N S = S A cos β , где β - угол между осью симметрии и расчетной точкой. Максимальная поперечная сила действует между узлами крепления крыла и определяется по формуле: QS = S − S A = S (1 − H ) = S , так как H < 2 R , 2R

Q ≤τ пред.об ); πR2δоб

н суммировать напряжения (касательные). Нагружать шпангоуты (сосредоточенными силами при расчете на прочность силовых шпангоутов)…..Н0131; н помещать силы (в плоскости шпангоутов); н рассчитывать шпангоут (по кольцу с креплением агрегата по бортам узлами типа ухо – вилка); см определять усилия (по формуле: SA = Sb =

SH ); 2R

см рассчитывать половину (шпангоута ввиду его симметричности); н находить моменты ( N S , нормальной силы QS и поперечной силы: M S = S A R(1 − cos β ) ; QS = S A sin β ; где H - высота между узлами крепления. N S = S A cos β ); Определив в сечениях шпангоута M S , QS и N S см определять силу строят эпюры. По этим значениям подбирают се- [по формуле: чения шпангоута, считая, что изгибающий мо- QS = S − SA = S(1− H ) = S , 2R мент M S действует в поясах, а поперечная сила так как H < 2 R ]; QS в стенке шпангоута. н строить эпюры (поmax

max

сле определения N S , QS и M S ); н подбирать сечения

128

7.4.10. В. Проектировочный расчет лонжеронного фюзеляжа. О. Проектировочный расчет лонжеронного фюзеляжа выполняется в следующем порядке: 1. Определяют толщину обшивки по q∑ . 2. Выбрав общее количество лонжеронов, определяют их число в своде на ширине равной 1 2 D (или B ). При восьми лонжеронах в свод попадает три. 3. Определяют суммарные осевые усилия в лонжеронах свода: S =

M ; H = 23 D . H

4. Из соотношения σ л определяют потребную площадь сечения одного лонжерона: σл =

M ≤ 0,9σ в . Hhл Fл

(шпангоута, считая, что изгибающий момент M S действует в поясах, а поперечная сила QS в стенке шпангоута). Сформулировать последовательность (расчета лонжеронного фюзеляжа)……..С0811; н представлять порядок (расчета); см определять толщину (обшивки по q ∑ ); см выбирать количество (лонжеронов); см рассчитывать усилия (суммарные, осевые); см вычислить площадь ( S =

M ; H = 23 D); H

5. Выбирают форму сечения лонжерона н выбирать форму M (сечения лонжеронов . (профиль): Fл = Hhл 0,9σ в по формуле: Fл =

M ). Hhл 0,9σ в

7.5 . Функции кабины самолетов Кабины самолетов представляют собой отсеки фюзеляжа, в которых размещается экипаж, пассажиры, грузы и др. Конструкция кабин может быть негерметичной или герметичной. При полете на высоте более 5 км. кабина проектируется и выполняется герметичной. 7.5.1. В. Требования к кабинам самолета. О. К кабинам самолетов предъявляются следующие требования: 1. Рациональная компоновка оборудования, мест экипажа и пассажиров; 2. Наличие дверей и люков, удобных для входа и выхода из самолета; 3. Обеспечение нормальных условий для экипажа и пассажиров (достаточный объ-

Компоновать оборудование (для удобства экипажа и работы в кабине)…………..К0093; н обеспечивать условия (работы экипажа и пассажиров: достаточный объем, удобные сидения, хорошая ос-

129

ем, удобные сидения, хорошая освещенность и теплозвукоизоляция, необходимое давление, температура и влажность); 4. Хороший обзор, достаточный для обеспечения летчика видения взлетно-посадочной полосы; 5. Обеспечение кабины защитными средствами на случай разгерметизации самолета и средствами аварийного покидания самолета экипажем (в случае военного варианта самолета). В пассажирских кабинах должны быть: индивидуальная вентиляция, освещение, хорошо оборудованные помещения для туалетов, кухонь-буфетов, гардеробов. Грузовые кабины должны иметь люки и оборудование, обеспечивающее удобство загрузки и выгрузки различных крупногабаритных и тяжелых грузов, с применением средств механизации, а также устройства для крепления этих грузов для транспортировки.

7.5.2. В. Кабины экипажа. О. Кабина экипажа, как правило, находится в передней части фюзеляжа. В ней размещают рабочие места членов экипажа и различное оборудование. Размеры кабины и их компоновка определяются типом самолета и составом экипажа. Экипаж крупного пассажирского самолета обычно состоит из четырех человек: первого (слева) летчика – командира, второго пилота (справа), бортинженера и штурмана.

вещенность и т.д.); н обозревать полосу (взлетно-посадочную, для обеспечения без аварийных взлетов и посадки);

н дублировать разгерметизацию (кабины индивидуальными защитными средствами); н предусматривать средства (аварийного покидания самолета – в случае военного варианта); см предусматривать удобства (для экипажа и пассажиров в виде индивидуальной вентиляции, освещения, хорошо оборудованные помещения для туалетов, кухонь-буфетов, гардеробов); н заложить проект (подъемно – транспортного оборудования и механизации разгрузочно-погрузочных работ). Располагать кабину (экипажа в передней части фюзеляжа) ………………….Р0222; н размещать места (рабочие и членов экипажа, а также оборудование – рационально по назначению); н образмеривать кабину (и ее габариты в зависимости от типа самолета); н определять тип (самолета при разработке типовой компоновки

130

7.5.3. В. Конструкция кабин экипажа. О. Конструкция кабины экипажа определяется от типа самолета: 1. Пассажирский дозвуковой самолет – конструкция кабины состоит из передней части фюзеляжа (части Ф1) с лобовым прозрачным верхом, кабина неподвижная. Прозрачный верх – кожух не открывается (не откидывается). 2. Пассажирский сверхзвуковой самолет (типа ТУ-144) – конструкция кабины – подвижная отклоняемая по оси Y с фонарным типом кабины. 3. Военный дозвуковой самолет – транспортный (бомбардировщик) – конструкция кабины подобна пассажирскому, в отдельных моделях типа ТУ верхняя часть кабины прозрачная. 4. Военный сверхзвуковой самолет – конструкция кабины зависит от назначения самолета (истребитель, легкий бомбардировщик, тяжелый бомбардировщик, истребитель-бомбардировщик) – конструкция кабины удлиненная для размещения кресла пилота в горизонтальном положении, с прозрачным откидывающемся верхом. В зависимости от назначения самолета (либо КБ – проектировщика) верхняя часть кабины откидывается вправо, либо вверх по оси Y по часовой стрелке от лобового стекла и т.д. 7.5.4. В. Оборудование кабины экипажа. О. Оборудование кабины включает в себя: • Приборы контроля режима полета и работы агрегатов, и систем самолета. • Рычаги управления рулевыми поверхностями и режимом работы двигателей.

кабины); н составлять экипаж (из определенного количества мест и типу самолета); н экипировать самолет (летчик- командир, второй пилот, бортинженер и т.д.). Проектировать кабины [в зависимости от типа самолета и числа Маха (М)]……..П0232; н откидывать вверх (кабины – вправо, вверх от лобового стекла в зависимости от конструкции и типа самолета); а выполнять конструкцию (кабины самолета, в зависимости от назначения и числа М); а рассчитывать конструкцию (кабины на жесткость и прочность в зависимости от самолета по классической методике); с удлинять кабину (по оси X для расположения кресла пилота в горизонтальное положение); см обеспечить удобство (и комфорт для работы экипажа и отдыха пассажиров) и т.д. Включать набор (необходимых приборов, рычагов и др. элементов управления системами самолета в конструкцию кабины)…..

131

• Пульты управления системами навигации и связи и др. Для удобства работы с этими многочисленными элементами, их группируют по назначению и устанавливают в определенных местах на пультах и приборных досках.

7.5.5. В. Кабины пассажиров. О. Пассажирские кабины, называемые салонами, представляют собой отсеки фюзеляжа. Их размеры определяются количеством перевозимых пассажиров и объемом, установленным соответствующими нормами на одного пассажира, в зависимости от класса самолета по его комфорту и времени полета (0,9 – 2,0 М). По обеспечению комфорта приняты 4 международных класса: «люкс – бизнес класс», «первый класс», «туристический класс» и «экономический - общий». В салонах «люкс – бизнес класс» обеспечиваются наибольшие удобства при наименьшей плотности пассажиров. Оборудование кабины позволяет делать компоновку с переходом на другой класс или в грузопассажирский вариант. Пассажирские кабины делятся на несколько салонов. Между салонами находятся буфеты – кухни, гардеробы, туалеты. Для перевозки багажа и коммерческих грузов под полом кабины предусмотрены багажные отделения, которые должны иметь загрузочные люки, и устройства для закрепления багажа и грузов.

……..…………..В0312; н создавать удобства (работы с элементами многочисленных систем); н группировать элементы (системы управления самолетом в кабине); н устанавливать пульты (и приборные доски по назначению). Представлять кабину (как отсек фюзеляжа)……………..П0513; см определять размер (количеством перевозимых пассажиров или грузов); н устанавливать объем (кабины – салонов по соответствующим нормам на одного пассажира); н распределять классы (самолетов по комфорту и времени полета); а перекомпановывать классы (в зависимости перехода от одного класса к другому, и в зависимости от потребностей и экономических условий); см распределять салоны (в конструкции фюзеляжа по секциям); см компоновать фюзеляж (в нижней части самолетов багажными отделениями, которые должны иметь загрузочные люки и устройства крепления багажа);

132

7.5.6. В. Грузовые кабины. О. Грузовые кабины – это кабины транспортных самолетов для перевозки по воздуху грузов. Это отсеки фюзеляжа большого размера. Для удобства загрузки и выгрузки имеются люки и рамgы, соответствующие габаритам грузов. На некоторых самолетах применяются отклоняющиеся хвостовая и носовая части фюзеляжа. Для грузовых кабин усиливают пол при помощи поперечного и продольного наборов, устанавливают различного рода швартовочные узлы, трапы подъемно-транспортные механизмы.

7.5.7. В. Двери фюзеляжа. О. Фюзеляжи самолетов имеют множество вырезов для дверей, окон, люков. Вырезы усложняют конструкцию фюзеляжей и требуют местных усилений. Вырезы усиливают утолщениями обшивки вокруг него установкой силовых шпангоутов и мощных окантовок. Входные двери размещают обычно на левом борту фюзеляжа. Размеры дверей зависят от размера самолета и числа пассажиров. Форма дверей прямоугольная со скругленными углами. Каркас двери состоит из штампованной чашки, подкрепляющих продольных деталей типа стрингера и поперечных – типа шпангоутов. Между элементами каркаса устанавливается тепло-звукоизоляция. Снаружи дверь имеет алюминиевый лист, внутри дверь закрывается панелью интерьера. На двери имеется замок с ручками и элементы кинематики открывания и закрывания двери.

Размещать грузы (для перевозки по воздуху)…………..О0222; н транспортировать грузы (по воздуху); см предусматривать люки (рамgы) (для загрузки и выгрузки крупногабаритных и нестандартизированных грузов); а применять часть (фюзеляжа отклоняющегося); с усиливать пол (кабин для размещения тяжелых нестандартизированных грузов); с устанавливать трапы (подъемно-транспортные механизмы и др.). Закладывать вырезы (в чертеж фюзеляжа для дверей, окон, люков)……………..З0555; см предусматривать вырезы; н усиливать вырезы (утолщениями); а размещать двери (на левом борту фюзеляжа); с образмеривать двери (и окна в зависимости от типа самолета, количества перевозимых пассажиров); н соблюдать конфигурацию (двери со скругленными углами, но прямоугольную); с выполнять каркас (двери из штампованной «чашки»); н устанавливать теп-

133

7.5.8. В. Кинематические схемы дверей фюзеляжа. О. Имеется несколько кинематических схем открывания дверей самолета. Лучшая схема, при которой дверь открывается внутрь, так как в полете под действием избыточного давления она плотно прижимается к герметизирующим окантовкам. Но более предпочтительным вариантом, являются конструкции, в которых дверь открывается наружу, обеспечивая безопасность в аварийной ситуации. Разработаны конструкции дверей, в которых при открывании наружу и прижатие к окантовкам обеспечивается силами внутреннего избыточного давления. Дверь может сдвигаться по рельсам в сторону внутрь и снаружи может открываться на шарнирных петлях.

7.5.9. В. Герметичность дверей фюзеляжа. О. Герметичность дверей обеспечивают установкой уплотнительной резиновой прокладкой в виде трубки, оклеенной капроновой тканью. Трубка может надуваться воздухом. Также, герметичность обеспечивается установкой прокладки из пластичной резины.

ло-звукоизоляцию (на панель двери); а выбирать материал (двери снаружи – алюминиевый лист, изнутри - пластиковые консоли, либо композиционные материалы интерьера); с закрывать двери (замком с ручками, с предусмотренными элементами кинематики открывания и закрывания). Вводить кинематику (для открывания дверей)…………….В0656; н открывать дверь (внутрь или наружу, в зависимости от конструкции двери); с окантовывать дверь (уплотнителями для лучшей герметизации); а предпочитать открывание (дверей наружу для безопасности); н разрабатывать конструкцию (двери, которая может открываться как внутрь, так и наружу при помощи шарниров и рельс); с сдвигать дверь (в сторону внутрь и снаружи с помощью шарниров). Герметизировать дверь (фюзеляжа резиновой трубчатой прокладкой)……….Г0077; н оклевать трубку (капроновой тканью); с надувать прокладку

134

7.5.10. В. Окна фюзеляжа. О. Окна (иллюминаторы) в пассажирских кабинах – салонах разнообразны по форме и габаритам. Применяются круглые, эллиптические и прямоугольные окна со скругленными углами. Окна располагаются между шпангоутами по обоим бортам фюзеляжа. Они содержат два или три органических стекла. Одно стекло из этого числа делается обязательно более толстым и рассчитывается на полное избыточное давление. Вырез под окно окантовывается утолщенной обшивкой вдоль контура окна и штампованной окантовкой – рамой.

7.5.11. В. Люки фюзеляжа. О. Для ускорения выхода пассажиров из кабины в аварийных случаях, кроме дверей предусматриваются специальные аварийные люки, которые размещаются по бортам и наверху, в средней части фюзеляжа. По конструкции вырезы под люки и сами люки аналогичны конструкции входных дверей. Закрываются аварийные люки замками, но не имеют кинематики открывания как у входных дверей.

7.5.12. В. Фонари фюзеляжа. О. Фонарь кабины должен обеспечивать потребный обзор и ее освещение в дневное время.

(трубчатую воздухом); а использовать резину (в виде пластины для обеспечения герметичности двери фюзеляжа). Разнообразить формы (окон кабин – салонов фюзеляжа круглыми, эллиптическими и прямоугольными)……. ………………….Р0071; н располагать окна (между шпангоутами по обоим бортам фюзеляжа); н вводить стекла (в конструкцию окна в количестве двух трех штук для безопасности); н рассчитывать стекло, (имеющего большую толщину на избыточное давление); а окантовывать окно (утолщенной обшивкой вдоль контура окна и штампованной рамой). Ускорять выход (пассажиров в аварийных случаях)……….У0039; н размещать люки (по бортам и наверху в средней части фюзеляжа); а анализировать конструкцию (люков с конструкцией дверей); н сравнивать люки (с конструкцией дверей); с запирать люки (замками без кинематики). см обеспечивать обзор (взлетно-посадочной полосы);

135

Форма и размеры фонаря зависят от назначения самолета и состава экипажа. На самолетах истребителях фонарь имеет каплевидную форму и значительно выступает за обводы для обеспечения обзора. На тяжелых самолетах фонарь меньше выступает за обводы фюзеляжа и выполняется в виде остекленных участков его передней части. Фонарь должен иметь минимальное лобовое сопротивление. Фонарь кабины состоит из каркаса, выполненного из высокопрочных алюминиевых сплавов, и остекления из органического и силикатного стекла. Остекление герметизируется с помощью резиновых прокладок и герметиков. На пассажирских самолетах фонарь кабины жестко связан с фюзеляжем и является частью его конструкции. Фонарь имеет форточки – подвижные элементы, которые служат для связи с наземным персоналом и могут использоваться для аварийного выхода экипажа. На истребителях для выхода и входа летчика и для аварийного покидания фонарь делается и крепится на специальных замках.

н защищать экипаж (от воздействия внешней среды за бортом); с размещать экипаж; н иметь форму (капли в случае самолета истребителя);

н выносить фонарь (по краям за обводы фюзеляжа для лучшего обзора); с остеклять фонарь (с передней части на тяжелых самолетах); а снижать сопротивление (лобовое до минимума); н проектировать фонарь (из высокопрочных алюминиевых сплавов - каркасов); н остеклять фонарь (из органического и силикатного стекла); см герметизировать остекление (с помощью резиновых прокладок и герметиков); н связывать фонарь (с фюзеляжем жестко, в случае пассажирского варианта самолета); н вставлять форточки (в остекление фюзеляжа); с использовать форточки (в качестве запасного аварийного выхода экипажа); а делать фонарь (откидным или сдвижным на самолетах – истребителях); н крепить фонарь (специальными замками).

136

7.5.13. В. Конструкции полов фюзеляжа. О. Каркас пола кабин состоит из продольных и поперечных балок, которые опираются на шпангоуты и поддерживаются стойками. Балки пола выполнены в виде лонжеронов сборноклепанной конструкции и штампованными из алюминиевых сплавов. Панели пола, чаще всего, выполняют в виде слоистых конструкций. Пол грузовых кабин усиливают путем установки более мощного поперечного и продольного наборов.

7.5.14. В. Кресла пассажиров. О. Кресла пассажиров являются важным элементом комфорта. Удобства кресла зависят от размера сиденья, наклона спинки, упругости подушки. Кресла объединяют в блоки по два, три, четыре сиденья. Кресла состоят из каркаса, выполненного из алюминиевых сплавов, сидений, спинок и откидывающихся столиков. Шаг кресел, ширина и угол отклонения спинки кресла назад зависит от класса пассажирского салона, но база крепления кресла делается стандартной. Кронштейны – стойки кресел крепятся на направляющих рельсах, установленных на продольных балках пола.

Проектировать пол (кабин из продольных и поперечных балок) …………………П0092; н поддерживать конструкцию (полов стойками); н выполнять балки (в виде лонжеронов сборно-клепанной конструкции и штампованных из алюминиевых сплавов); а собирать панели (пола в виде слоистых конструкций); н устанавливать пол (грузовых кабин на продольные и поперечные наборы); н усиливать пол (так же с помощью поперечного и продольного набора элементов конструкций). Повышать комфорт (пассажиров)….П0088; н обеспечивать удобства (полета пассажиров); а объединять кресла (в блоки); н проектировать кресла (в виде каркасов, выполненных из алюминиевых сплавов, сидений, спинок и откидывающихся столиков); в стандартизировать базу (кресел для любого класса пассажирского салона); н крепить кресла (к полу фюзеляжа на направляющие рельсы,

137

7.5.15. В. Кресла пилотов. О. Конструкция кресел пилотов обеспечивает: продольное и вертикальное крепление, изменение наклона спинки относительно вертикали с одновременным выдвижением подушки и изменением ее наклона к горизонту; регулировку подлокотников по углу наклона. Кресла пилотов имеют штампованную из алюминиевых сплавов раму, которая выкатывается на роликах в направляющие рельсы на полу кабины. В рельсах имеются отверстия, в которых кресла фиксируются штырями. Под креслом выполнена кинематика из зубчатых реек, тяг и качалок для регулирования положения кресла.

установленные на продольных балках). Облегчать работу (пилотов в условиях полета и обеспечивать комфорт)………О0022; н менять положение (кресел в пространстве при выполнении работы во время полета); с штамповать раму (кресла из алюминиевых сплавов); а вкатывать кресла (по направляющим рельсам на полу кабины); с фиксировать кресла (в рельсах штырями через имеющиеся отверстия); н регулировать положение (кресла с помощью зубчатых реек, тяг и качалок, то есть – кинематически).

7.6. Функции герметических кабин самолетов Полеты на больших высотах уменьшают вредное аэродинамическое сопротивление и нагрев самолета, увеличивают экономичность двигателей, позволяют проводить полет в условиях малой турбулентности, исключают обледенение самолета. При полете на больших высотах необходимо обеспечивать условия жизнедеятельности и работоспособности экипажа и пассажиров, агрегатов, оборудования и систем. Поэтому главной функцией герметических кабин самолетов является: Обеспечивать условия (жизнедеятельности и работоспособности экипажа и пассажиров, агрегатов, оборудования и систем при полете на больших высотах). Основной функцией является: Создавать давление (внутри кабины, равное рабочему атмосферному давлению). Вспомогательной функцией : Поддерживать температуру (воздуха внутри кабины в соответствии с техническими условиями ГК).

138

7.6.1. В. Требования к гермокабинам самолета. О. В гермокабинах самолетов должны обеспечиваться условия для нормальной жизнедеятельности и работоспособности экипажа и пассажиров в полете на различных высотах и в любых кинематических условиях. Атмосфера в гермокабинах самолета должна соответствовать физиолого-гигиеническим требованиям: 1. Давление воздуха и скорость его изменения в кабинах самолетов при изменении высоты полета должно изменяться по определенному закону для данного типа самолетов. 2. Температура воздуха в кабинах самолетов поддерживается в пределах 20 ± 5 оС. Неравномерность распределения температуры не должна превышать 3 оС по длине кабины и 2 оС по высоте и ширине. 3. Относительная влажность воздуха в кабине самолета устанавливается в пределах 4060% и допускается 25-60%. 4. Скорость движения воздуха в зоне головы человека определяется 0,4-1,5 м/с. 5. Интенсивность шума в кабине не должна превышать 90 дб. 6. Расчетное значение подачи воздуха на одного человека составляет 38 кг/час при концентрации СО – 0,1%.

7.6.2. В. обеспечение герметичности кабин. О. Герметическая кабина состоит из отдельных панелей сборно-клепанной конструкции и из остекления. Швы, места соединения остекления с конструкцией фюзеляжа, места выводов управления, люки и двери, сдвижные части фонарей и форточек герметизируют средствами и метода-

см обеспечивать работоспособность (и безопасность пилотов и пассажиров на различных высотах полета); Поддерживать атмосферу (в кабине, соответствующую физеолого-гигиеническим требованиям)…….П0333; н изменять давление (воздуха, скорость его изменения при изменении высоты полета по определенному закону для данного типа самолета); см поддерживать температуру (в пределах 20 ± 5 оС); а распределять температуру (равномерно не превышая предел температур 3о С по длине кабины и 2о С по высоте и ширине); с определять скорость (движения воздуха в зоне головы человека, которая должна быть в пределах 0,4-1,5 м/с); с не превышать интенсивность (шума в кабине 90 дб.); н рассчитывать значение (подачи воздуха на одного человека до 38 кг/час при концентрации СО – 0,1%.). Герметизировать кабину (в соответствии с техническими условиями на конкретный тип самолета)….Г0115; см герметизировать швы, (места соедине-

139

ми: 1. Соединение листов обшивки с корпусом – тиоколовыми листами, замазками, герметиками, краской, пленкой и специальными заклепками. 2. Герметизация люков и дверей осуществляется одним из способов: уплотнением в виде резиновой прокладки или трубки, или типа нож по резине. 3. Герметизация тяг с возратнопоступательными движением обеспечивается гофрированным резиновым шлангом с внутри расположенными кольцами жесткости. Шланг оклеивают капроновой тканью. 4. Герметизация тросов производится в виде резиновой пробки зажатой в конструкции кабины. Пробка и трос смазываются специальной смазкой, состоящей на 65% из воска или смазкой ЦИАТИМ-201. 5. Для герметизации выводов труб различных систем в стенках кабин устанавливаются переходные штуцеры на резиновых прокладках или герметике. 6. Для герметизации выводов электро- и радиожгутов на стенках кабины устанавливается герметические штепсельные разъемы с уплотнением резиновыми прокладками или герметиком.

ния остекления и др. специальными средствами и методами); н соединять листы (обшивки с каркасом – тиоколовыми листами, замазками, герметиками, краской, пленкой и специальными заклепками); н уплотнять двери (и люки резиновыми прокладками или трубками, или типа нож по резине); см герметизировать тяги (с возратнопоступательным движением гофрированным резиновым шлангом с внутри расположенными кольцами жесткости); н оклеивать шланги (капроновой тканью); см герметизировать трос (резиновой пробкой зажатой в конструкции кабины); н смазывать пробку (и трос специальной смазкой, состоящей на 65% из воска или смазкой ЦИАТИМ-201); в устанавливать штуцеры (для герметизации выводов труб различных систем); н применять разъемы (для герметизации выводов электро- и радиожгутов с уплотнительными резиновыми прокладками или герметиками);

140

8. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ И ЕГО ОСНОВНЫЕ ФУНКЦИИ (ТЕЗАУРУС) Управление самолета называют совокупность бортовых устройств, обеспечивающих управление движением самолета и управление различными агрегатами. Система управления может быть неавтоматической, полуавтоматической или автоматической. Главной функцией управления (или системы управления) следует считать: Вести самолет (по заданному курсу). Основной функцией: Обеспечить управление (самолетом в полете). Вспомогательной функцией управления следует считать: Создавать устойчивость (самолету во время полета, взлета и посадки) Характеристика систем управления. 8.1. Неавтоматическая система управления самолетом Неавтоматической системой управления (прямое управление самолетом) называют систему, если процесс управления осуществляется непосредственно летчиком, то есть, летчик посредством мускульной силы приводит в действие органы управления и устройства, обеспечивающие создание и изменение управляющих движением самолета сил и моментов. Главной функцией неавтоматической системы можно считать: Приводить органы (управления самолетом с помощью мускульной силы летчика). Создавать движение (и изменение сил моментов для управления самолетом). 8.2 . Полуавтоматическая система управления самолетом Полуавтоматической системой управления называют систему, когда процесс управления самолетом осуществляется летчиком через механизмы и устройства, облегчающие и улучшающие качество процесса управления. Главной функцией полуавтоматической системы следует считать: Совершенствовать управление (самолетом через ручное и механизированное управление, использованием полуавтоматических устройств и механизмов). Улучшать качество (процесса управления самолетом) и т.д.

141

8.3 . Автоматическая система управления самолетом Автоматической системой управления называют систему, если создание и изменение управляющих сил и моментов осуществляется комплексами автоматических устройств, а роль летчика сводится к контролю за ними. Главной функцией назовем полезное действие этой системы так: Осуществлять управление (самолетом через автоматические устройства). Контролировать действие (управления самолетом через автоматические устройства). Облегчать управление (самолетом). Улучшать условия (управления самолетом через автоматические устройства). Совершенствовать качество (управления самолетом) и т.д. 8.4 . Основное управление самолетом Основным управлением самолета называют комплекс бортовых систем, дающих возможность летчику приводить в действие органы управления самолетом для изменения режима полета и для балансировки самолета на заданном режиме (управление траекторией самолета). Главной функцией основного управления самолета следует считать: Приводить органы (управления самолетом в действие…). Изменять режимы (полета самолета). Балансировать самолет (на заданном режиме полета – управление траекторией самолета). Определять возможность (координации работы управляющих систем самолета) и т.д. 8.5 . Вспомогательное управление самолетом Вспомогательным управлением называют устройства, обеспечивающие управление различными агрегатами и частями самолета (шасси, закрылками, створками, люками, дверями и т.д.). Главной функцией вспомогательного управления будем считать: Воспринимать сигналы (от управляющих систем и устройств самолета). Исполнять команды (управляющего комплекса механизмов и систем). Выполнять работу (полученную от управляющих органов самолета, по изменению траектории полета, взлете посадке и др.). 8.6. Состав системы основного управления самолетом В систему основного управления входят:

• командные рычаги, на которые воздействует летчик, прикладывая к ним усилия и перемещая их;

142

• проводка управления, соединяющая командные рычаги с управляемыми агрегатами; • исполнительные механизмы и устройства. Поэтому главной функцией системы основного управления самолетом будем считать следующие: Передать команды (на исполнительные органы самолета). Прикладывать усилия (и перемещать командные рычаги и устройства). Проводить управление (к управляемым агрегатам – исполнительным органам). Осуществлять исполнение (действий, которые выполняет управляющий исполнительный орган самолета или летчик). 8.7. Требования к основному управлению Требования к основному управлению учитывают возможности и особенности работы летчика – основного звена этой системы: 8.7.1. При управлении самолетом движения рук и ног летчика для отклонения командных рычагов должны соответствовать естественным рефлексам человека при сохранении равновесия. Перемещения летчиком командного рычага в определенном направлении должно вызывать нужное перемещение самолета в том же направлении. Главные функции: Сохранять равновесие (при управлении руками и ногами через рычаги управления в соответствии с естественными рефлексами летчика). Вызывать перемещение (самолета при воздействии летчика на рычаги и педали управления). Направлять самолет (в нужном направлении по азимуту вследствие воздействия летчиком на командные рычаги или педали) и т.д. 8.7.2. Реакция самолета на отклонения командных рычагов должна иметь небольшое запаздывание. Главная функция: Иметь запаздывание (на реакцию от команды управляющего органа или летчика в допустимых пределах). Отклонять самолет (по команде от управляющего органа или летчика с небольшим запаздыванием от момента передачи управляющего сигнала). 8.7.3. При отклонении органов управления (рулей и элеронов) усилия на командных рычагах должны возрастать плавно и быть направлены в сторону, противоположную движению командных рычагов для обеспечения летчику «Чувства управления самолетом». Здесь главной функцией следует называть: Направлять усилия (на командных рычагах в противоположную сторону). Отклонять органы [управления (рули и элероны) плавно и направлять в сторону противоположную движению командных рычагов]. «Чувствовать управление» (самолетом со стороны летчика как психологического аспекта его работы – управления самолетом).

143

8.7.4. Должна быть обеспечена независимость действия рулей: отклонение руля высоты не должно вызывать отклонения элеронов и наоборот. Главной функцией назовем: Обеспечивать независимость (действия рулей). Обеспечить отклонение (элеронов, не отклоняя руль высоты). Отклонять рули (высоты, не отклоняя элеронов) и т.д. 8.7.5. Углы отклонения рулей и элеронов должны обеспечивать возможность полета самолета на всех режимах, а также должен быть обеспечен запас отклонения рулей. Главные функции как полезные действия сформулируем так: Предусмотреть углы (отношения рулей и элеронов для всех режимов полета самолета). Обеспечивать возможность (полета самолета на всех режимах). Закладывать запас (отклонения рулей при проектировании самолета) и т.д. 8.7.6. Крайние положения рулей и элеронов, предельные отклонения командных рычагов должны быть ограничены упорами. Главные функции сформулируем так: Ограничивать положение (рулей и элеронов соответствующими упорами). Отклонять рычаги (при управлении рулями и элеронами до ограничивающих упоров). 8.8. Командные рычаги и их функции 8.8.1. В. Краткая характеристика командных рычагов управления. О. Командные рычаги основной системы управления устанавливают в кабине летчика. Они включают ручное управление (ручка или штурвал) и ножное (педали). Отклоняя ручку (колонку штурвала) на себя или от себя, летчик осуществляет продольное управление, то есть изменяет угол тангажа, отклоняя руль высоты или управляемый стабилизатор вверх – вниз. Отклоняя ручку (колонку штурвала) вправо или влево летчик отклоняет элероны, осуществляя поперечное управление, накреняя самолет на заданный угол крена. Воздействуя на педали летчик отклоняет в нужную сторону руль направления, то есть скольжением самолета на определенный угол скольжения (рыскания). Педалями управляется самолет и при движении по взлетно-посадочной полосе.

Устанавливать рычаги (в кабине летчика) …………………У0611; н включать управление (ручное и ножное); н осуществлять управление (отклоняя ручку на себя и от себя); н изменять угол (тангажа при продольном управлении); с отклонять руль (высоты или управляемый стабилизатор вверхвниз); а накренять самолет (на заданный угол посредством отклонения ручки-колонки штурвала вправо или влево);

144

8.8.2. В. Ручка управления самолетом. О. Ручка управления, применяемая на маневренных легких самолетах, представляет собой рычаг, имеющий две степени свободы. Шарнирное крепление нижней части ручки позволяет отклоняться вперед-назад при управлении рулями высоты или горизонтальным оперением и вправо-влево при управлении элеронами. Ручку выполняют из трубы. В верхней части ручки устанавливают рукоятку, рычаг управления торможением колес шасси, переключатели. Варианты кинематики приводов управления ручкой могут быть различными.

8.8.3. В. Штурвал с колонкой. О. Штурвал с колонкой применяют на тяжелых не маневренных самолетах. Он выполняет те же функции, что и ручка управления. При наклоне колонки вперед-назад обеспечивается продольное управление самолетом, а при вращении штурвала вправо-влево - поперечное управление самолетом. Штурвал с колонкой состоит из горизонтальной трубы – кронштейна с качалками, вертикальной трубы. На вертикальной трубе устанавливают цилиндрическую головку, в которой вращается штурвал. Вращение штурвала че-

с регулировать взлет (или посадку самолета педалями управления); н держать угол (скольжения-рыскания при управлении самолетом в режиме полета) и т.д. Применять ручку (управления на маневренных легких самолетах)……..……..П0199; н представлять рычаг (имеющий две степени свободы); н позволять управление (отклонением самолета по высоте и горизонту отклонением оперения вправовлево); а выполнять ручку (из трубы); с устанавливать рукоятку (в верхней части ручки); см устанавливать рычаг (управления торможением колес шасси); с различать варианты (кинематики приводов управления ручкой) и т.д. Применять штурвал (с колонкой на тяжелых не маневренных самолетах)…….П0888; н выполнять функции (те же, что и ручка управления); а наклонять колонку (вперед-назад, обеспечивая продольное управление самолетом);

145

рез зубчато-цепную передачу передается на вращающиеся тяги, а через них к элеронам. Качалки трубы-кронштейна соединены тягами, которые передают возвратно-поступательное движение рулям высоты. На штурвале устанавливают рычаги и кнопки управления тормозами, вооружением, радио и др.

8.8.4. В. педали ножного управления. О. Педали ножного управления служат для управления рулем направления. Они выполняются в виде рычажно-параллелограммного механизма или качающихся педалей. Параллелограммный механизм обеспечивает поступательное перемещение педалей без разворота. Педали регулируются по росту летчика и соединяются через тяги управления с рулем направления.

н вращать штурвал (вправо-влево, обеспечивая поперечное управление самолетом); с проектировать штурвал (с колонкой из горизонтальной трубы-кронштейна с качалками, вертикальной трубы); н устанавливать головку, (в которой вращается штурвал); н передавать вращение (через зубчатоцепную передачу на вращающиеся тяги); с соединять качалку (трубы-кронштейна тягами, которые определяют возвратно-поступательное движение рулями высоты); см устанавливать рычаги (и кнопки управления тормозами, вооружением, радио и др. на штурвале). Вводить педали (ножного управления для управления рулем направления)….В0393; н выполнять педали (в виде рычажнопараллелограммного механизма или в виде «качалок»); с перемещать педали (без разворота); н регулировать педали (по росту летчика и соединять через тяги с рулем направления).

146

8.9. Проводка управления и ее основные функции 8.9.1. В. краткая характеристика проводки управления. О. Проводка управления связывает командные рычаги с рулями или с исполнительными устройствами привода рулей. К ней подключаются исполнительные механизмы систем автоматизации управления. Конструкция проводки управления может быть гибкой, жесткой или смешанной. 8.9.2. В. Гибкая проводка управления. О. Гибкая проводка управления выполняется в виде тросов, а на прямых участках – в виде лент или проволоки. Тросовую проводку с помощью роликов и направляющих можно разместить в удобных и безопасных местах: под полом кабины, по бортам фюзеляжа, в носках крыла и оперения.

8.9.3. В. Конструкция гибкой проводки управления. О. Гибкая проводка состоит из тросов, роликов, соединительных устройств - тандеров, секторов, качалок. Стальной трос Ж 4÷7 мм сплетен из нескольких прядей. Каждая прядь состоит из 7÷10 оцинкованных проволок Ж 0,2÷0,4 мм, изготовленных из нагартованной углеродистой стали. Тросы предварительно вытягивают нагрузкой равной половине разрушающей. Тросовую проводку укладывают на ролики, изготовленные из текстолита и дюралюминия, которые служат для поддержания троса и для изменения направления тросовой проводки. Ролики устанавливаются на шарико-подшипниках. Тандерами соединяют части тросов и регулируют натяжение. Концы тросов запрессовывают в резьбовые наконечники с правой и левой резьбой. Муфта тандера свинчивает два наконечника. Для уменьшения изменений натяжения тросов при изменении температуры в цепь проводки включают специальные секторы с пружинными

Связывать рули (управления с исполнительными устройствами привода)…С0223; н подключать механизмы (систем автоматизации управления); а конструировать проводку (управления гибкой, жесткой или смешанной). Представлять вид (троса, на прямых участках – вид лент или проволоки)…...П0199; н размещать проводку (в удобных и безопасных местах: под полом кабины, по бортам фюзеляжа, в носках крыла и оперения) и т.д. Составлять проводку (из комплекса тросов, роликов, соединительных устройств – тандеров, секторов, качалок)…………….С0079; н сплетать трос (из нескольких прядей Ж 0,2÷0,4 мм); н изготавливать проволоку (из нагартованной углеродистой стали); с вытягивать проволоку (нагрузкой равной половине разрушающей); н укладывать проволоку (на ролики, изготовленные из текстолита и дюралюминия); с поддерживать трос

147

компенсаторами поддерживающими натяжение (и изменять направлетросов в определенных пределах. ние тросовой проводки); см устанавливать ролики (на шарикоподшипниках); с соединять части (тросов тандерами); н регулировать натяжение (тросов); н запрессовывать концы (тросов в резьбовые наконечники); н свинчивать тандеры (муфтой наконечника); а включать секторы (с пружинными компенсаторами для уменьшения изменений натяжения тросов); см поддерживать натяжение (тросов в определенных пределах). 8.9.4. В. Преимущество гибкой проводки. Минимизировать (проводО. Преимуществом гибкой проводки является массу ее малая масса и удобство компоновки провод- ки)…….……….М0009; н предусматривать ки. удобство (компоновки проводки меньшей массы). 8.9.5. В. Недостатки гибкой проводки. Учитывать недостатки (гибкой проводки О. Недостатками гибкой проводки являются: проектировании 1. Большое трение и износ в местах переги- при системы управления бов тросов. 2. Необходимость размещения двух тросов самолетом)…….У0093; предусматривать для передачи возвратно-поступательных н трение (износ в местах движений (проводка двухпроводная). 3. Вытягивание тросов во время эксплуата- перегибов тросов); ции, что требует тщательного ухода, кон- н рассматривать необходимость (разметроля и смены их из-за износа. 4. Различное тепловое удлинение стального щения двух тросов для возвратнотроса и дюралевой конструкции самолета, передачи вследствие чего проводка дополнительно поступательных движений); нагружается. 5. Малая боевая живучесть натянутых тросов. н заменять тросы (по-

148

8.9.6. В. Жесткая проводка управления. О. Жесткая проводка управления может состоять из тяг , качалок, роликовых направляющих, секторов, рычагов, валов и кронштейнов. Движения тяг может быть возвратно-поступательным и вращательным.

8.9.7. В. Преимущества жесткой проводки управления. О. Преимуществами жесткой проводки являются: 1. Однопроводность проводки, так как тяга работает на растяжение и сжатие. 2. Большая живучесть проводки. 3. Удобство в эксплуатации. К недостаткам жесткой проводки можно отнести ее большую массу по сравнению с тросовой и потребность для своего размещения, больших объемов на самолете.

8.9.8. В. Конструкция жесткой проводки. О. В жесткой проводке с вращательным движением тяг для преобразования вращательного движения в поступательное используют винтовые шариковые преобразователи. Наиболее часто используют жесткую проводку в виде тяг с поступательным движением.

сле эксплуатации и вытягивания); см учитывать удлинение (тросов при тепловом воздействии); н определять живучесть (натянутых тросов). Составлять проводку (жесткую из тяг, качалок, роликовых направляющих, секторов, рычагов, валов и кронштейнов)…С0091; см учитывать движение (тяг в режимах возвратнопоступательном и вращательном). Рассматривается однопроводность (как преимущество жесткой проводки)……...Р0113; н обеспечивать сжатие (или растяжение);

с закладывать живучесть (в жесткую проводку); а ставить удобство (в эксплуатации как достоинство жесткой проводки); с снижать массу (жесткой проводки); см размещать проводку (с использованием объемов на самолете). Использовать преобразователи (для преобразования вращательного движения в поступательное шарикового типа)..…И0773; н применять проводку (в виде тяг с посту-

149

8.9.9. В. Смешанная проводка управления самолетом. О. С целью компенсации недостатков обеих систем чаще всего используют смешанную проводку управления в виде сочетания жесткой и гибкой проводок. Гибкую часть проводки применяют в местах, где нет многократных изгибов и где для размещения жесткой проводки не хватает места. В места перехода с тросовой проводки на жесткую и обратно применяют секторы с профилями и канавками на ободе для троса, изготовленные заодно с узлом качалки, к которой присоединяют тяги жесткой проводки управления.

8.9.10. В. Тяги управления. О. Тяги управления изготавливают из труб алюминиевых или стальных. Наконечники тяг вильчатой конструкции делают шарнирными. Одни из них делаются регулируемыми по длине.

8.9.11.В. Герметические выводы управления. О. Гермовыводы управления делаются на основе коробок герметизации, в которых поступательное движение тяг преобразуется с помощью качалок во вращательное, а поворачивающие валы герметизируются с помощью кольцевых уплотнений. Тросы пропускают через резиновые сердечники, закрепленные в стене гермокабины.

пательным движением). Компенсировать недостатки (с обеих систем в виде сочетания жесткой и гибкой проводок)…………К0077; н применять проводку (где нет многократных изгибов…); а применять секторы (с профилями и канавками на ободе для троса, и изготовленные за одно с узлами качалок); с присоединять тяги (жесткой проводки управления). Делать наконечники (тяг вильчатой конструкции)………..Д0017; н выполнять конструкцию (наконечников шарнирными); см делать наконечники (регулируемыми по длине). Герметизировать выводы (с помощью коробок герметизации) ………………….Г0031; н преобразовывать движение (тяг с помощью качалок во вращательное); см герметизировать валы (с помощью кольцевых уплотнений); с пропускать тросы (через резиновые сердечники, закрепленные в стенки гермокабины).

150

8.10. Пути снижения усилий на рычагах управления и их функции При увеличении размера самолета нагрузки на органы управления возрастают пропорционально геометрическим размерам рулей. При возрастании скорости полета, усилия, действующие на органы управления, увеличиваются пропорционально квадрату скоростей. Эти факторы потребовали создания устройств, которые увеличивают усилия, затрачиваемые летчиком при управлении самолетом. Рулевые поверхности самолета отклоняют с помощью гидроусилителей (бустеров). Сформулируем основные функции: Рассчитывать нагрузки (с увеличением размера самолета). Увеличивать усилия (при расчетах пропорционально квадрату скоростей). Создавать устройства, (которые увеличивают усилия, затрачиваемые летчиком при управлении самолетом). Отклонять поверхности (рулевые с помощью гидроусилителей - бустеров). 8.10.1. В. Конструкция гидроусилителей. О. Гидроусилитель состоит из исполнительного механизма – силового цилиндра двойного действия, исполнительного штока с закрепленным на нем поршнем и распределительного, следящего механизма золотникового типа. Отклоняя командный рычаг летчик воздействует на связанный с ним проводкой управления золотник, для отклонения которого требуются незначительные усилия. Золотник распределяет поток жидкости, подаваемой насосом под большим давлением, направляя его в ту или иную полость силового цилиндра. Сразу после перемещения летчиком командного рычага начинает перемещаться и исполнительный шток силового цилиндра непосредственно или через промежуточные элементы проводки отклоняет рулевую поверхность.

Составлять гидроусилитель (из исполнительного органа- механизма - силового цилиндра)……..…С0888; н отклонять рычаг (воздействовать на связанный с ним проводкой управления золотник); а требовать усилие (для отклонения рычага); с распределять поток (жидкости, подаваемой насосом); н направлять поток (в ту ил иную полость силового цилиндра); с перемещать шток (силового цилиндра); см отклонять поверхность (рулевую). 8.10.2. В. Обратимая схема включения гидроуси- Включать гидроусилителя. литель (в систему О. Обратимая схема включения гидроусили- управления через дотеля – это, когда гидроусилитель (ГУ) вклю- полнительные тяги и

151

чают в систему управления так, что через дополнительные тяги и качалки часть усилий с рулей может проходить на командные рычаги и восприниматься летчиком в виде нагрузки, действующей на командные рычаги. 8.10.3. В. Необратимая схема включения гидроусилителя. О. Необратимая схема включения гидроусилителя – это когда усилия, действующие со стороны рулевой поверхности, на командные рычаги летчика, не проходят. 8.10.4. В.Загрузочные устройства управления самолетом. О. Если гидроусилитель включен по необратимой схеме, то летчик управляя рулевыми поверхностями перемещает только золотник гидроусилителя, что не требует значительных усилий. Это лишает летчика информации о режиме полета самолета по усилиям на ручке управления. Поэтому в проводку управления включают специальные загрузочные механизмы для имитации усилий на командных рычагах, возрастающих при увеличении угла отклонения руля и при увеличении скорости полета. В простейшем случае загруженным устройством является пружина, оттарированная на определенные усилия.

качалки)……….В0331; н воспринимать усилия (летчиком в виде нагрузки действующей на командные рычаги). Не воспринимать усилия (действующие со стороны рулей поверхности)…….Н0032. Перемещать золотник (гидроусилителя, не требуя значительных усилий)………..П0119; с включать механизмы (для имитации усилий); а загружать устройства (с помощью пружины); н тарировать пружину (на определенные усилия).

152

9. ТЕЗАУРУС НА ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА К взлетно-посадочным устройствам относятся все системы и агрегаты шассийной группы. 9.1.Назначение взлетно-посадочных устройств и их функции К взлетно-посадочным устройствам самолета относят: приспособления для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета и систему опор самолета, служащую для обеспечения устойчивого передвижения его по земле и амортизации о землю при посадке. Тогда функции этих устройств могут быть сформулированы так: Улучшать взлет (и посадку самолета); амортизировать посадку (самолета) и т.д. 9.1.1. В. Требования к взлетно-посадочным устройствам. О. Взлетно-посадочные устройства должны обеспечивать: 1. Наименьшие взлетно-посадочные скорости. 2. Необходимые ускорения при разбеге и пробеге. 3. Возможность передвижения самолета, руление по взлетно-посадочной полосе (ВПП). 4. Устойчивость и проходимость по аэродрому. 5. Амортизацию ударных нагрузок при посадке и передвижению по аэродрому.

9.1.2.В. Устройства для улучшения взлетнопосадочных характеристик самолета. О. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета на нем устанавливают: 1. Аэродинамические устройства для улучшения взлетно-посадочных скоростей. 2. Устройства для увеличения абсолютных значений ускорений самолета в процессе взлета и посадки. 3. Устройства для создания вертикальной составляющей тяги силовой установки. Для уменьшения длины разбега применяют стар-

Обеспечивать взлет (и посадку самолета) …………………О0111; н уменьшать скорость; см обеспечивать ускорение, (необходимое при разбеге и пробеге); с передвигать самолет (и руление по ВПП); а сохранять устойчивость (и обеспечивать его проходимость по аэродрому); н амортизировать удар (при посадке и нагрузки при передвижении по аэродрому). Улучшать характеристики (самолета при взлете и посадке) …………………У0311; н устанавливать устройства (для уменьшения взлетно-посадочных скоростей); с уменьшать скорость; а увеличивать значения (ускорений само-

153

товые ускорители и форсирование работы двигателя. Для сокращения длины пробега на самолетах применяют: • тормозные колеса; • тормозные парашюты; • тормозные щетки; • интерцепторы и устройства реверса тяги двигателя.

лета в процессе взлета и посадки); а создавать тягу (вертикальной составляющей силовой установки); в применять ускорители (для уменьшения длины пробега); с создавать форсирование (работы двигателя); см применять колеса (тормозные); н тормозить самолет (парашютами, тормозными щетками); с использовать интерцепторы (и устройства реверса тяги двигателя) и т.д.

9.2. Шасси самолета и его функции Система опор самолета, служащая для обеспечения взлета и посадки, маневрирования по аэродрому и стоянки при хранении, называется шасси. шасси включает в себя элементы, опирающиеся на поверхность аэродрома (колеса, лыжи) и элементы, предающей нагрузки от них на планер самолета. для смягчения и поглощения ударных нагрузок при посадке и маневрировании самолета, в шасси имеются упругие элементы – пневматики колес и амортизаторы. для маневрирования самолета по впп в шасси предусматривают тормозные и управляющие устройства. главная функция шасси: Воспринимать нагрузки (от самолета)…В0555. Основные функции: Амортизировать удар (при посадке)… А0099. Передвигать самолет (по аэродрому)… П0193. Обеспечивать посадку (взлет)… О0773. 9.2.1. В. Основные схемы шасси самолета. О. Схема шасси определяется количеством и расположением опор (стоек) шасси относительно центра тяжести самолета. На самолетах применяют следующие схемы шасси: 1. Трехопорное шасси с передней свободно ориентирующейся или управляемой опорой (стойкой) шасси.

Определять расположение (и количество)… (опор – стоек шасси относительно центра тяжести самолета)…………..О0444; с ориентировать шасси (или управлять опо-

154

2. Трехопорное шасси с задней ориентирующейся или управляемой стойкой. 3. Двухопорное (велосипедное) шасси со вспомогательными опорами на концах крыла.

9.2.2. В. Трехопорные шасси с передней стойкой. О. У трехопорного шасси с передней управляемой опорой нагружены в основном две основные стойки, расположенные сзади центра тяжести.

9.2.3. В. Преимущества шасси с передней стойкой при трех опорах. О. Трехопорное шасси с передней стойкой (управляемой) удачно решает вопрос безопасности при посадке самолета: 1. Экипаж имеет хороший обзор из кабины; 2. горизонтальное положение пола кабины создает удобства пассажирам при движении по взлетно-посадочной полосе; 3. струя горячих газов выходит из двигателя параллельно ВПП и не портит ее; 4. устойчивость в продольном и путевом направлении; 5. при вертикальном ударе основными колесами при посадке возникает пикирующий момент, уменьшающий угол атаки и подъемную силу крыла и самолет не взмывает; 6. наличие передней стойки устраняет опасность переворота через нос (капотирования) при сильном торможении или наезде на неровность ВПП; 7. нарушение направления движения автома-

рой-стойкой шасси в случае трехопорной конструкции с передней стойкой ); н управлять шасси (задней ориентирующейся стойкой); а применять шасси (двухопорное – велосипедное со вспомогательными опорами на концах крыла); разрабатывать шасси (по основным схема)… …………………Р0665. Нагружать стойки, (расположенные сзади центра тяжести в случае трехопорного шасси с передней управляемой опорой)…….… …………………Н0313. с располагать стойки (сзади центра тяжести). Решать вопросы (безопасности при посадке самолета)…..….Р0009; а иметь обзор (из кабины экипажа); с создавать удобства (пассажирам при движении по ВПП); н не портить полосу (взлета и посадки горячими газами двигателя); с обеспечивать устойчивость (в продольном и путевом направлении); н уменьшать угол (атаки и подъемную силу крыла при посадке во избежании взмывания самолета); с устранять опасность

155

тически устраняется моментом боковых сил трения основных колес относительно центра тяжести, что устраняет неуправляемый разворот.

9.2.4. В. Недостатки схемы трехопорного шасси с передней стойкой. О. Недостатками трехопорного шасси с передней опорой являются: • большая масса, чем у шасси с хвостовой опорой и возможность зарывания колес передней стойки при движении по слабому грунту, что ухудшает проходимость самолета.

9.2.5. В. Основные геометрические параметры трехопорного шасси. О. Основными геометрическими параметрами шасси с тремя опорами являются: база шасси, колея шасси, вынос основных стоек шасси, угол выноса основных стоек шасси.

9.2.6. В. База шасси. О. База шасси (b) обеспечивает хорошую маневренность самолета по ВПП и представляет собой расстояние между основными стойками и передней. База (b=0,3-0,35lср) шасси равна 0,30,35 длины фюзеляжа.

(переворота через носкапотирования с установкой передней стойки при сильном торможении на ВПП); а устранять нарушение (направления движения автоматически моментом боковых сил трения основных колес относительно центра тяжести); см устранять разворот (неуправляемый). Выявлять недостатки (трехопорного шасси с передней стойкой)… …………………В0098; с уменьшать массу (до уровня массы у шасси с хвостовой опорой); с избегать зарывание (колес передней стойки); н улучшать проходимость (самолета). Обосновать параметры (шасси с тремя опорами как: база шасси, колея шасси и др.) …………………О0888; с выносить стойки (шасси); а предусматривать базу (шасси, угол выноса основных стоек) и тд. Представлять расстояние (между основными стойками и передней)……..П0222; см обеспечивать маневренность (самолета по ВПП); а приравнивать базу

156

9.2.7.В. Колея шасси. О. Колея шасси (В) – это расстояние между основными стойками. Ширину колеи принимают равной 0,15-0,25 размаха крыла (В=0,150,25lкр)для предотвращения бокового опрокидывания.

9.2.8. В. Вынос основных стоек шасси. О. Вынос основных стоек шасси (е) составляет 0,1-0,12 базы шасси (е=0,1-0,12в) и обеспечивает легкое отрывание передней стойки от ВПП. 9.2.9. В. Угол выноса основных стоек шасси. О. Угол выноса (γ ) основных стоек на 2º-3º больше посадочного угла (ϕ пос ) , что предупреждает опрокидывание самолета на хвост. Обычно γ составляет: γ = 12o − 15o .

9.2.10. В. Трехопорные шасси с задней стойкой. О. У трехопорного шасси с задней управляемой или свободно ориентирующейся при рулении опорой нагрузка приходится на две стойки, расположенной впереди центра тяжести.

9.2.11. В. Недостатки трехопорной шасси с задней стойкой. О. Преимущества шасси с передней стойкой являются недостатками шасси с задней стойкой, поэтому это шасси применяется на самолетах редко.

(шасси: b=0,3-0,35lср равной 0,3-0,35 длины фюзеляжа). Принимать ширину (колеи шасси В=0,150,25 размаха крыла ) .………………..П0066; с предотвращать опрокидывание (боковое); а устанавливать расстояние (между стойками). Составлять вынос (основных стоек шасси е=0,1-0,12в).…..С0933; см обеспечивать отрывание (передней стойки от ВПП). Выносить шасси (по углу выноса γ на 2º-3º больше посадочного угла ϕ пос ) ……..В0991. н составлять угол (выноса γ = 12 o − 15o ); с предупреждать опрокидывание (самолета на хвост). Прикидывать нагрузку (на две стойки, расположенные впереди центра тяжести) …………………П0131; н ориентировать опору (при рулении); с располагать (распределять) стойки (впереди центра тяжести). Предусматривать преимущества (конструкции шасси с передней стойкой перед шасси с задней стойкой)…………….П0091;

157

9.2.12. В. Двухопорное шасси. О. Двухопорное (велосипедное) шасси нагружено на две стойки, расположенные под фюзеляжем спереди и сзади центра тяжести самолета. Задняя стойка более нагружена. Передняя стойка управляемая. На концах крыльев устанавливают подкрыльные стойки, предохраняющие от опрокидывания самолет на стоянке. Двухопорное шасси применяют на самолетах с тонким крылом.

9.2.13. В. Недостатки двухопорного шасси. О. Самолеты с двухопорным (велосипедным) шасси имеют плохую поперечную управляемость, большую нагрузку на переднюю стойку (40-50%), что приводит к плохой проходимости по ВПП и затрудняет отрыв от ВПП передней стойки при взлете. У самолетов с двухопорным шасси для обеспечения взлета применяют «вздыбливание» передней или «приседания» задней стоек. 9.2.14. В. Классификация шасси по типу опор. О. В зависимости от конструкции элемента, опирающегося на поверхность аэродрома, шасси подразделяют на: колесные, лыжные, колеснолыжные.

а не применять шасси (с задней стойкой на самолетах); см применять шасси (с задней стойкой по возможности реже). Нагружать стойки (расположенные под фюзеляжем спереди и сзади центра тяжести самолета).……..Н0199; а располагать шасси (под фюзеляжем); с распределять нагружение (на стойки); н выполнять стойку (переднюю управляемой); в устанавливать стойки (подкрыльные на концах крыльев); см предотвращать опрокидывание (самолета на стоянке); с применять шасси (двухопорные на самолетах с тонким крылом). Улучшать проходимость (по ВПП передней стойки при взлете) …………………У0077; с применять «вздыбливание» (передней стойки для облегчения взлета); н использовать «приседание» (задней стойки при взлете с ВПП). Подразделять шасси, (в зависимости от конструкции элемента)…. .………………...П0233; н выполнять шасси (колесными, лыжными, колесно-лыжными).

158

9.2.15. В. Колесные шасси. О. Колесное шасси очень широко распространено на всех типах самолетов. Оно имеет хорошие амортизирующие свойства, высокую управляемость и проходимость самолета по аэродрому. Недостатками колесного шасси являются: - невысокая эксплуатационная живучесть колес, недостаточная энергоемкость колесных тормозных колодок и ухудшение проходимости при увеличении давления в пневматиках колес.

9.2.16. В. Лыжные шасси. О. Лыжное шасси образуется при замене колес лыжами. Оно снижает давление на поверхность и улучшает проходимость самолета. Недостатками лыжного шасси являются: плохие тормозные свойства, затруднение в обеспечении маневренности самолета по аэродрому и невозможность уборки лыж.

9.2.17. В. Колесно-лыжное шасси. О. Колесно-лыжное шасси образуется установкой рядом с колесами лыжной подставки или между колесами тележки подъемной лыжи. Это шасси допускает эксплуатацию самолетов на аэродромах с твердым покрытием, с мягким грунтом, со снежным покрытием, обеспечивая достаточное торможение и маневренность самолета при движении по ВПП.

Распространять шасси (колесное на все типы самолетов)……… ………………….Р0177. с иметь свойства (амортизирующие, высоку проходимость и управляемость); а устранять недостатки (колесного шасси); н повышать живучесть (и энергоемкость колесных тормозов); н улучшать проходимость (при увеличении давления в пневматиках колес). Образовывать шасси (лыжное путем замены колес лыжами)…….…. …………………О0322. с улучшать проходимость (самолета); н снижать давление (на поверхность ВПП); см совершенствовать торможение; см обеспечивать маневренность (по аэродрому) и т.д. Образовывать пару (из колес и лыжной подставки в виде комплексного колеснолыжного шасси) …………………О0888; с поднимать лыжи (при посадке на твердую ВПП); н устанавливать подставку (лыжную подъемную); см обеспечивать торможение (и маневренность самолета при движении по ВПП);

159

а эксплуатировать шасси (спаренное на различных ВПП) и т.д. 9.3. Конструктивно-силовые схемы шасси и их функции Одним из основных элементов конструктивно-силовой схемы шасси самолета является стойка. Стойкой шасси называют совокупность элементов, передающих нагрузки от колес к планеру самолета. Поэтом главной функцией шасси будем считать: Передавать нагрузки (от колес к планеру)…………………..П0999. см амортизировать удар (при посадке на ВПП); н держать шасси (колесное или лыжное) и т.д. 9.3.1. В. Основные части стоек шасси. О. По назначению, по характеру нагружения выполняемой работе различают основные элементы стоек шасси: 1. Силовые элементы; 2. Элементы кинематики и управления; 3. Амортизирующие устройства.

9.3.2. В. Силовые элементы стоек шасси. О. Силовые элементы стоек шасси воспринимают и передают внешние нагрузки на планер самолета. К ним относят цилиндр амортизационной стойки, подкос со звеньями и фиксации замком, вилка колеса, узлы крепления стойки к самолету.

9.3.3. В. Элементы кинематики шасси. О. Элементы кинематики и управления производят подъем, выпуск стойки шасси и поворот колеса. Уборка и выпуск производится гидроподъемником. В выпущенном положении стойка фиксируется замком. Поворот колеса производят гидроцилиндры поворота.

Различать элементы (стоек шасси)….Р0111; н воспринимать нагрузки (при взлете и посадке); а осуществлять управление (элементами шасси кинематической схемы); н амортизировать удары и т.д. Принимать массу (самолета)……..П0888; н распределять нагрузки (на силовые элементы); а передавать нагрузки; с относить элементы (стоек шасси к следующему составу: цилиндр амортизационный). Производить управление (подъемом, выпуском шасси и поворотом колес).….П0317; н поднимать шасси; н поворачивать колеса; см выпускать шасси;

160

9.3.4. В. Амортизирующие устройства стоек шасси. О. Амортизирующие устройства (амортизационная стойка, пневматик колеса, гасители колебаний, совмещенные с цилиндром поворота) поглощают и рассеивают энергию ударов шасси о ВПП, уменьшают нагрузки и уменьшают колебания при посадке и движении самолета.

9.3.5. В. Силовые схемы шасси. О. Силовые схемы шасси определяются внешними нагрузками компоновкой шасси на самолете, кинематической уборки и выпуска шасси, взаимным расположением основных силовых элементов относительно стойки. Силовыми схемами шасси являются: 1. Балочная консольная; 2. балочная подкосная; 3. ферменно-балочная.

9.3.6. В. Балочные консольные шасси. О. Балочное консольное шасси представляет собой консольную балку, заделанную верхним концом в узле на планере самолета, а на нижнем ее конце подвешено колесо. Под действием сил стойка сжимается и изгибается в двух плоскостях. Крепление такого вида стоек не обеспечивает ей жесткость в продольном и поперечном направлении, что вызывает появление различных колебаний при движении самолета по ВПП. Шасси данной схемы применяют на не скоростных самолетах.

а фиксировать стойку (замком); см производить поворот (с помощью гидроцилидров) и т.д. Смягчать удар (шасси о поверхность ВПП).… …………………С0099; н поглощать энергию (ударов); а рассеивать энергию (удара); н уменьшать нагрузки (и колебания при посадке и движении самолета по ВПП). схему Определять (шасси через внешние нагрузки)……..О0555; н различать нагрузки (на самолет от кинематической уборки и выпуска шасси, взаимным расположением основных силовых элементов и т.д.); а называть схемы (шасси: балочная консольная; балочная подкосная; ферменнобалочная). Представлять балку (консольную, заделанную верхним концом в узле на планере самолета)…………П0199; н подвешивать колесо; с сжимать стойку (и изгибать в двух плоскостях);

а вызывать появление (различных колебаний при движении самолета по ВПП); а применять шасси (на нескоростных самолетах).

161

9.3.7. В. Балочные подкосные шасси. О. Консольная стойка подкрепленная подкосом (подкос-подъемник) образует балочную подкосную схему стоек шасси. В такой схеме верхняя часть стойки разгружается от изгибающего момента и момента, создаваемого боковой силой. Подкос устанавливают под острым углом в плоскости симметрии самолета. Балочно-подкосная схема имеет меньшую массу и большую жесткость, чем консольное при равных нагрузках.

9.3.8. В. Ферменно-балочное шасси. О. Ферменно-балочная схема образуется путем подкрепления стойки в разных плоскостях подкосами, что значительно уменьшает величину изгибающих моментов, действующих на стойку, и увеличивает жесткость конструкции. Ферменно-балочные шасси применяют на тяжелых самолетах при многоколесных главных и передних стойках шасси.

9.3.9. В. Конструктивные схемы стоек шасси. О. Силовое нагружение стойки шасси зависит от расположения амортизатора и колеса в нижней части стойки. В зависимости от способа крепления колеса (или тележки колес) различают стойки телескопические, полурычажные и рычажные.

Подкреплять стойку [подкосом – (подкосподъемником)]..П0111; в образовывать схему (балочную подкосную); н разгружать часть (верхнюю стойки от изгибающего момента, создаваемого боковой силой); с устанавливать подкос (под острым углом к плоскости симметрии самолета); а иметь массу (и жесткость большую, чем в консольной схеме шасси). Увеличивать жесткость (конструкции шасси)…………У0087; см образовывать схему (ферменнобалочной конструкции шасси путем подкрепления стойки в разных плоскостях подкосами); см применять конструкцию (ферменнобалочного шасси на тяжелых самолетах); а применять стойку (с ферменно-балочной схемой на многоколесных тяжелых самолетах) и др. Располагать амортизатор (и колеса в нижней части стойки)… …………………Р0813; н нагружать стойки (в зависимости от расположения амортизатора);

162

9.3.10. В. Телескопическая стойка шасси. О. В телескопической стойке амортизатор размещен внутри стойки, а ось колеса неподвижно укреплена на конце штока, что рационально использует внутренний объем и обеспечивает компактную конструкцию. Силовым элементам передающим нагрузки от колеса к планеру самолета, являются стойка и амортизатор. Для передачи крутящего момента со стороны колеса, служит двухзвенник. Телескопические стойки устанавливают на самолетах, эксплуатируемых на бетонных и хорошо укатанных ВПП.

9.3.11. В. Рычажные стойки шасси. О. У стоек с рычажной подвеской колеса нагрузки с колеса на шток амортизатора передаются через промежуточный подвижной элемент – рычаг. При этом ось колеса, неподвижно укрепленная на конце рычага, может перемещаться по отношению к стойке при повороте рычага за счет обжатия амортизатора. Такая стойка может амортизировать не только вертикальные, но и передние удары. Рычажная подвеска колеса может быть с вынесенным амортизатором и с встроенным. В схеме с вынесенным амортизатором стойка от лобовых и поперечных нагрузок работает на изгиб, а амортизатор только на сжатие или растяжение. Отсутствие сил трения в буксах обеспечивает хорошие условия для работы уплотнений амортизаторов. Рычаг подвески колеса является сильно нагруженным элементом,

с крепить колеса (в зависимости от конструкции стойки); а различать стойки (телескопические, полурычажные, рычажные). Размещать амортизатор (внутри стойки)… …………………Р0999; н укреплять ось (неподвижно на конце штока); а использовать объем (внутренний); см обеспечить конструкцию (компактную); а обозначить элемент (силовой - либо стойку, либо амортизатор); с применять двухзвенник (для передачи крутящего момента); в устанавливать стойку (телескопическую на самолетах, эксплуатируемых на бетонных и хорошо укатанных ВПП). Передавать нагрузки (через промежуточный подвижной элемент рычаг)…………П0131; н укреплять ось (неподвижно на конце рычага); с перемещать ось (по отношению к стойке при повороте рычага); н поворачивать рычаг (за счет обжатия амортизатора); а обжимать амортизатор; см амортизировать удары (передние и вертикальные);

163

н выносить амортизатор; а встраивать амортизатор; в устранять трение (в буксах для обеспечения хорошей работы уплотнений амортизаторов); с нагружать рычаг (подвески колеса); а крутить стойки; а сжимать стойки; см устанавливать стойки (на самолетах, которые эксплуатируются на плохо подготовленных аэродромах); н переезжать неровности (на ВПП - плавно); с вызывать обжатие (амортизатора); н перемещать колеса (вверх, чтобы способствовать плавному преодолению неровностей); а использовать цилиндр (как стойку, работающую на изгиб); с изгибать шток (в меньшей степени, чем в телескопической стойке); а уменьшать степень (изгиба рычажной стойки). рычаг Применять 9.3.12. В. Полурычажные стойки шасси. О. В полурычажной схеме со встроенным амор- (подвижный и серьги) тизатором шток не работает на изгиб в плоско- …………………П0444; сти колеса благодаря применению подвижного н использовать стойки (полурычажные со рычага и серьги. встроенным аморизатором). передающим на стойку изгибающие и крутящие моменты и силу сжатия. Такие стойки устанавливают на самолетах, которые эксплуатируются на плохо подготовленных (временных) аэродромах. При переезде колеса через неровности возникают лобовые силы, которые вызывают обжатие амортизатора и перемещение колеса вверх, что способствует плавному преодолению неровностей. В стойке с внутренним амортизатором как и в телескопической, цилиндр, являющийся одновременно и стойкой, работает на изгиб. Шток также работает на изгиб, хотя и в меньшей степени, чем в телескопической стойке.

164

9.3.13. В. Конструкция главной стойки подкоснобалочной схемы. О. Главная стойка подкосно-балочной конструкции с рычажной подвеской колеса и вынесенным амортизатором шарнирно крепится на крыле и подпирается подкосом подъемником. Стойка представляет собой толстостенный цилиндр из стали 30ХГСНА. Верхний узел стойки имеет развитую базу, что обеспечивает жесткость крепления стойки на крыле. К стойке крепится верхний кардан амортизатора, рычаги подкос-подъемник. Амортизатор жидкостногазового типа соединяет стойку и рычаг. Рычаг с полуосью колеса образует полувилку, на которой подвешивается колесо с тормозами. Гидроподъемник служит для уборки и выпуска главной стойки и выполняет роль силового подкоса с фиксацией шариковым замком выпущенного положения.

9.3.14. В. Конструкция главной стойки ферменно-балочной схемы. О. Главная стойка ферменно-балочной конструкции с колесной тележкой устанавливается на тяжелых самолетах. Стойка шарнирно крепится к крылу, подпирается задним лобовым подкосом и двумя боковыми подкосамираскосами. Задний подкос трубчатой конструк-

Крепить стойку (подкосно-балочной конструкции на крыле и подпирать подкосомподъемником)…К0445; н выносить амортизатор; с представлять цилиндр (как толстостенную стойку из стали 30ХГСНА); а развивать базу, (обеспечивая жесткость крепления стойки на крыле); см крепить кардан (амортизатора, рычаг и подкос-подъемник); а соединять стойку (и рычаг с амортизатором жидкостно-газового типа); н образовывать полувилку, (на которой подвешивается колесо с тормозами); н убирать стойку (с помощью гидроподъемника); н выпускать стойку; н выполнять роль (силового подкоса с фиксацией шариковым замком выпущенного положения); а фиксировать положение (шариковым замком). Устанавливать стойку (ферменно-балочной конструкции на тяжелых самолетах) …………………У0155; н крепить стойку (к крылу шарнирно); н подпирать стойку

165

ции крепится к цилиндру стойки с помощью кардана и к серге, которая запирается в замке выпущенного положения. Боковые подкосы изготавливают из труб с наконечниками для крепления на цилиндре и крыле. Гидроподъемник служит для уборки и выпуска стойки шасси. Двухзвенник закреплен шарнирно на штоке и цилиндре. На конус штока амортизатора стойки шарнирно подвешена четырехколесная тележка. Силовую часть тележки составляет рама, выполненная из трубы. Посредине рамы расположен узел с проушинами для крепления ее к штоку, а на концах проушины для осей колес. В конструкции тележки предусмотрен механизм передачи тормозного момента на колеса. Стабилизирующий амортизатор соединяет тележку со штоком амортизатора, выполняет роль ее демпфера при движении самолета по аэродрому, при взлете удерживает тележку параллельно продольной оси самолета и при уборке поворачивает ее так, что передние колеса приближаются к стойке, а задние составляют ее продолжение.

(задним лобовым подкосом и двумя боковыми подкосамираскосами); а крепить подкос (трубчатой конструкции – задний к цилиндру стойки с помощью кардана к серьге); н запирать серьгу (в замке выпущенного положения); с изготавливать подкосы (из труб с наконечниками для крепления на цилиндре к крылу); а использовать гидроподъемник (для уборки и выпуска стойки шасси); в закреплять двухзвенник (шарнирно на штоке и цилиндре); н подвешивать тележку (на конце штока амортизатора стойки); с составлять раму (как силовую часть тележки, выполненную из труб); с располагать узел (посредине рамы с проушинами для крепления ее к штоку…); в предусматривать механизм (в конструкции тележки для передачи тормозного момента на колеса); н составлять тележку (со штоком как стабилизирующий амортизатор амортизатора, выполняющего роль ее демпфера при движе-

166

9.3.15. В. Конструкция передней стойки ферменно-балочной схемы. О. Передняя стойка шасси для тяжелого самолета выполняется по ферменно-балочной схеме с элементами управления поворотами колес. Передняя опора состоит из телескопической амортизационной стойки, спаренных колес, поворотно-демпфирующего устройства, двухзвенника, заднего складывающего подкоса, механизма распора, гидроцилиндра уборки и выпуска стойки. При помощи цапф на кронштейнах амортизационная стойка крепится шарнирно на балках фюзеляжа и подпирается задним складывающимся подкосом-раскосом. Складывающийся подкос выполняет роль силового элемента при выпущенной стойке и кинематического – при уборке стойки гидроподъемником. Поворотнодемпфирующее устройство служит для управления поворотом колес и для гашения их колебаний при движении самолета по ВПП. Управление поворотом колес производится при помощи педалей ножного управления самолетом совместно с управлением рулем направления.

нии самолета по аэродрому); с удерживать тележку (при взлете); а поворачивать тележку (так, что передние колеса приближаются к стойке, а задние составляют ее продолжение). Выполнять стойку (шасси – переднюю по ферменно-балочной схеме с элементами управления поворотом колес)…………..В0555; в проектировать опору (и телескопической амортизационной стойки, спаренных колес, поворотно-демпфирующего устройства, двухзвенника, заднего складывающегося подкоса, механизма распора, гидроцилиндра уборки и выпуска стойки); н кренить стойку (шарнирно на балках фюзеляжа); с подпирать стойку (задним складывающимся подкосомраскосом); а выполнять роль (силового элемента при выпущенной стойке и кинематического – при уборке стойки гидроподъемником); см обеспечить управление (поворотом колес и гашение их колебаний при движении самолета по ВПП);

167

9.3.16. В. Схема уборки и выпуска шасси. О. Главные стойки шасси убирают на самолетах: в крыло; в крыло и фюзеляж; в гондолы на крыле; на борту фюзеляжа – в фюзеляж. Передние стойки убирают в носовую часть фюзеляжа. Убирают стойки вращением их в основном относительно одной оси и относительно двух-трех осей с разворотом. Колесные тележки всегда, а не редко и колеса при убирании поворачиваются относительно стойки, так что в убранном положении занимать наименьший объем. Передние стойки убираютя в носовую часть фюзеляжа движением вверх-вперед, реже вверх-назад. В крайних положениях (убранном и выпущенном) стойки жестко фиксируются для предотвращения складывания при движении самолета по аэродрому или самопроизвольного выпадения стоек в полете. Стойки фиксируются замками бомбового типа на силовых элементах планера. После уборки стоек в вырезы в крыле (гондоле, фюзеляже) по шасси они закрываются створками с помощью подъемников и удерживаются замками створок.

н производить управление (поворотом колес при помощи педалей ножного управления самолетом); с совмещать управление (поворотом колес с управлением рулем направления). Убирать (выпускать) шасси (в крыло, в крыло и фюзеляж и т.д.)… ………..У0335 (В0135); н убирать стойку (переднюю в носовую часть фюзеляжа); с вращать стойки (для уборки относительно одной оси и относительно двух-трех осей с разворотом); а поворачивать тележки (всегда, а не редко и колеса относительно стойки…); с занимать объем (наименьший в убранном положении); в двигать стойки (при убирании в носовую часть фюзеляжа вверхвперед, реже вверхназад); а фиксировать стойки [в крайних положениях (убранном и выпущенном) жестко для предотвращения складывания при движении самолета по аэродрому или самопроизвольного выпадания в полете]; н использовать замки (бомбового типа на силовых элементах пла-

168

нера); с закрывать стойки (створками с помощью подъемников…). 9.4. Авиационные колеса и их функции Основными частями колеса самолета являются: • барабан; • авиашина-пневматик; • тормозное устройство. Носовые колеса, подкрыльные опоры и задние предохранительные опоры не имеют тормозов. У скоростных самолетов все колеса тормозные. Таким образом, сформулируем главные и основные функции колес самолета: Передвигать самолет (по ВПП или на место ремонта и профилактики)…П0099. Обеспечивать передвижение (самолета по ВПП во время разбега и посадки, а также для отбуксовки на профилактику или ремонт) … О0033 и т.д. Изготавливать бара9.4.1. В. Барабаны и пневматика колес. О. Барабан колеса изготавливают литым из бан (литым из магниеалюминиевого магниевого, алюминиевого или титанового вого, сплавов, что обеспечивает прочность и жест- или титанового сплакость при малой массе. Колесо на оси вращается вов)…………….И0553; на подшипниках. Пневматик состоит из покрыш- н повышать жестки и камеры, накачиваемой воздухом, или только кость; покрышки в без камерном колесе. Покрышка н обеспечивать прочимеет силовой каркас (корд), выполненный из ность (при малой масряда слоев капроновых или нейлоновых нитей. се); Защитным слоем ее является протектор из высо- с вращать барабан (на копрочной вулканизированной резины. Пневма- подшипниках); тик фиксируется на барабане при помощи съем- в составлять пневматик (из камеры с поной реборды. крышкой, накачиваемой воздухом…); а иметь каркас (корд); с выполнять покрышку (из ряда слоев капроновых или нейлоновых нитей в виде каркаса); в защищать каркас (высокопрочной вулканизированной резиной – протектором); н фиксировать пнев-

169

9.4.2. В. Тормозные устройства колес. О. Тормоза авиационных колес сокращают длину пробега самолета, позволяют маневрировать при рулении и проверять работу двигателей не подкладывая тормозные колодки под колеса. В авиационных колесах применяют тормоза фрикционного типа: камерные и дисковые.

9.4.3. В. Камерные тормоза колес шасси. О. В камерном тормозе воздух подается в резиновую камеру. Тормозные колодки, размещенные в цилиндрах по окружности тормозного барабана, неподвижно закрепленного на оси самолета, перемещаются в радиальном направлении и прижимаются к тормозной рубашке вращающегося колеса. Тормозной момент создается силами трения между тормозной рубашкой и тормозными колодками. При уменьшении давления воздуха в камере под давлением возвратных пружин колодки от тормозной рубашки отжимаются, и колесо растормаживается.

матик (на барабане при помощи съемной реборды). Сокращать длину (пробега самолета)… …………………С0773; в позволять маневр (при рулении и проверке двигателей); н подкладывать колодки (под колеса при наличии тормозов нет необходимости); см применять тормоза (фрикционного типа: камерные и дисковые). Подавать воздух (в резиновую камеру в камерном тормозе)… …………………П0993; в размещать колодки (в шлицах по окружности тормозного барабана); н крепить барабан (на оси самолета); н перемещать колодки (в радиальном направлении); с прижимать колодки (к тормозной рубашке вращающегося колеса); см создавать момент (силами трения между тормозной рубашкой и тормозными колодками); с уменьшать давление (воздуха в камере); в отжимать колодки (от тормозной рубашки под давлением возвратных пружин); н растормаживать колесо.

170

9.4.4. В. Дисковые тормоза колес шасси. О. Дисковый тормоз состоит из набора дисков, поочередно соединенных (через один) с барабанов колеса и вращающихся вместе с ним, и диском, сидящих неподвижно на оси колеса. Тормозной момент создается силами трения между дисками при их прижатии друг к другу. Прижимаются диски при помощи силовых цилиндров, расположенных по окружности неподвижной части колеса, в которые подается давление жидкости или газа из системы торможения колес. При уменьшении давления диски расходятся с помощью возвратных пружин, расположенных между силовыми цилиндрами.

9.4.5. В. Недостатки колесных тормозов. О. Недостатками колесных тормозов являются: 1. Зависимость коэффициента торможения от состояния поверхности ВПП; 2. Ограниченная энергоемкость, то есть ограниченная способность рассеивать энергию при торможении; 3. При перегревании тормозов падает тормозной момент, тормоза становятся малоэффективными и возникает опасность их возгорания и разрушения.

Создавать тормоза (из набора дисков поочередно соединенных с барабаном колеса и вращающихся вместе с ним)…………..С0883; н насаживать диски (на ось колеса неподвижно); см создавать момент (силами трения между дисками при их прижатии друг к другу); в прижимать диски (при помощи силовых цилиндров); н располагать цилиндры (по окружности неподвижной части колеса); с подавать давление (жидкости или газа из системы торможения колес); н уменьшать давление (в цилиндрах для расжатия дисков с помощью возвратной пружины); с располагать пружины (между силовыми цилиндрами). Выявить недостатки (колесных тормозов) …………………В0113; в устранить зависимость (коэффициента торможения от состояния поверхности ВПП); н повышать энергоемкость, (то есть увеличивать способность или устранять ограничения рассеивания энергии при торможении);

171

9.4.6. В. Управления тормозами колес. О. В зависимости от способа приведения тормозов в действие управление ими может быть ручное, ножное и комбинированное. На легких самолетах системы торможения кинематически связаны с педалями ножного управления. Это позволяет разворачивать самолет поочередным торможением одного из колес. На тяжелых самолетах торможение осуществляется гидросистемой, а тормоза колес включают нажатием чашек педалей.

с охлаждать тормоза (для повышения тормозного момента); а повышать эффективность (тормозов); н устранять опасность (возгорания тормозов и их разрушения) и т.д. Приводить тормоза (в действие либо ручным, ножным, либо комбинированным способом) …………………П0443; н связывать кинематику (тормозов с ножной педалью управления); с разворачивать самолет (поочередным торможением одного из колес на легких самолетах); в осуществлять торможение (с помощью гидросистемы на тяжелых самолетах); н включать тормоза (колес путем нажатия чашек педалей).

9.5. Амортизаторы стоек шасси и их функции Одним из основных элементов (или агрегатов) шасси самолета являются амортизаторы стоек шасси. Амортизатор воспринимает основную долю энергии удара самолета о землю (или о ВПП) и его свойства определяются выбором рабочего тела. По типу рабочего тела амортизаторы бывают газовые, жидкостно-газовые (несжимаемое масло и азот) и жидкостные. Главной функцией амортизатора будем называть: Гл. ф. Воспринимать энергию (удара самолета от ВПП) …В0033. Основной функцией амортизатора является: Осн. ф. Смягчать удар (самолета о ВПП) …С0033. Вспомогательной функцией амортизатора назовем: Всп.ф. Компенсировать нагрузки (на фюзеляж за счет амортизации ударного момента при взлете и посадке самолета) … всп. К0033 и т.д.

172

9.5.1. В. Требования к амортизации шасси. О. К амортизаторам предъявляются особые повышенные требования: 1. Поглощение энергии посадочного удара с минимальными перегрузками и плавным нарастанием нагрузки на стойки шасси; 2. рассеивание возможно большей части энергии удара для уменьшения последующего подскока самолета; 3. малая зависимость от колебаний температуры наружного воздуха, от изменения скорости движения и др. условий; 4. малое время возвращения в исходное положение для восприятия повторных ударов и т.д.

9.5.2. В. Жидкостно-газовые амортизаторы. О. Жидкостно-газовый амортизатор состоит из стального цилиндра, в котором размещен поршень со штоком. У поршня-буксы размещено уплотнение из кожаных (резиновых) манжет. Внутри цилиндра укреплена трубка с отверстиями – плунжер. Через зарядный штуцер в амортизатор заливают мерное количество жидкости и заряжают газом.

9.5.3. В. Жидкостные амортизаторы. О. В жидкостном амортизаторе рабочим телом является жидкость, полностью заполняющая

Поглощать энергию (посадочного удара с минимальными перегрузками)……..П0339; Рассеивать часть (возможно больше энергии удара для уменьшения подскока самолета)………Р0339. Уменьшать зависимость (от колебаний температуры наружного воздуха, от изменения скорости движения и др.)………..…У0339; н изменять скорость (движения самолета). Сокращать время (возвращения амортизатора в исходное положение)………С0339; н воспринимать удар (повторный при посадке самолета). представлять цилиндр (стальной, в котором размещен поршень со штоком) ………..………П0350; н располагать поршень (со штоком). Размещать уплотнения (из кожаных или резиновых манжет) ………………….Р0350; н крепить трубку (внутри цилиндра с отверстиями). Заливать жидкость (зарядный через штуцер).…………….З0350; н заряжать плунжер (газом). заполнять амортизатор (жидкостью как рабочим телом)..З0131;

173

его объем. Жидкость в таком амортизаторе амортизирует удары при посадке, что в амортизаторах жидкостно-газовых делает газ (поглощает и рассеивает энергию). Амортизатор состоит из толстостенного цилиндра, внутри которого находится поршень со сквозными калиброванными отверстиями и штока. Отверстия имеют шариковые клапаны, закрывающиеся на обратном ходе поршня. Уплотнения обеспечивают герметичность. При обжатии жидкость перетекает из верхней полости цилиндра через отверстия в нижнюю полость. При этом энергия расходуется на преодоление гидравлического сопротивления жидкости. Жидкостные амортизаторы применяют в шасси с рычажной подвеской. Они очень сложны в эксплуатации.

9.5.4. В. работа жидкостно-газового амортизатора. О. На прямом ходе шток жидкостно-газового амортизатора входит в цилиндр, а плунжер – в полость штока. При этом уменьшается внутренний объем газовой полости, что сопровождается увеличением давления и активному протеканию жидкости вверх через калиброванное отверстие в донышке плунжера. При обратном ходе под давлением газа шток выходит из цилиндра, жидкость менее энергично протекает через отверстие в донышке плунжера вниз. Сила обжатия амортизатора складывается из сил,

в применять жидкость (как рабочее тело); см амортизировать удар; н поглощать энергию (удара); см рассеивать энергию (удара); см представлять цилиндр (толстенный с поршнем со сквозными отверстиями и штоком); н калибровать отверстия (для использования шариков как клапанов, закрывающихся на обратном ходе поршня); в закрывать отверстия (на обратном ходе); н уплотнять стыки (обеспечивая герметичность); в преодолевать сопротивление (жидкости); в применять амортизаторы (в смеси с рычажной подвеской). Уменьшать объем (внутренний газовой полости)……….У0777; в увеличивать давление (в полости цилиндра амортизатора); н активизировать протекание (жидкости вверх через калиброванное отверстие в донышке плунжера); в складывать силы (обжатия амортизатора из сил, преодолеваю-

174

преодолевающих давление газа, трения и сопро- щих давление газа). тивления протоку жидкости. Преодолевать давление (газа, трения и сопротивления протоку жидкости)……..П0777.

175

10. ТЕЗАУРУС НА ЖЕСТКОСТЬ И КОЛЕБАНИЕ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА Любая конструкция под действием нагрузок деформируется. При простых деформациях сечения деталей имеют поступательные относительные перемещения. При сплошных деформациях кроме поступательных перемещений, сечения деталей поворачивается одно относительно другого. Перемещенные нагрузки вызывают колебания элементов конструкций самолета. Поэтому следует сформулировать главную функцию на эти явления следующим образом: Выявлять деформации (конструкции самолета под действием нагрузок) …………………………………………………………………………………..В0055. Основной функцией этих явлений следует считать: Рассчитывать нагрузки (для выявления деформаций в конструкции самолета)……………………………………………………………………….…Р0055. И второстепенной (или вспомогательной) функцией этих явлений можно считать: Предусматривать конструкцию (самолета, способную противостоять разрушению под действием нагрузок и различных колебаний) …П0055 и т.д. Синонимы, ассоциации, вышестоящие и нижестоящие функции, сформулируем ниже в процессе анализа жесткости и колебаний частей конструкции самолета. 10.1. Деформация крыла и ее функции В крыле возникают деформации изгиба и кручения. Прогибы и узлы закручивания крыла могут быть рассчитаны обычными методами сопромата. В зависимости от режима полета изменяются нагрузки, действующие на крыло. На самолетах со стреловидным крылом прогибы конца крыла во время маневра составляют десятки сантиметров, а на тяжелом транспортном самолете даже в горизонтальном полете величина прогиба крыла измеряется метрами. Сформулируем главную функцию деформации крыла: Рассчитывать деформации (изгиба и кручения при проектировании крыла)…………………………………………………………………………..Р0066. Основной функцией следует считать: Использовать сопромат (для расчета деформации крыла)………..И0066. Вспомогательной функцией будем считать: Определять нагрузки (действующие на крыло, в зависимости от режима полета)…………………………………………………………………………О0066; в изменять нагрузки (действующие на крыло при переборе вариантов расчета крыла на прочность); н измерять прогиб (крыла, особенно для крыла тяжелых самолетов); с рассматривать прогибы (и узлы закручивания как элементы расчета крыла на прочность);

176

а деформировать крыло (путем машинного моделирования результатов расчета его на прочность) и т.д. 10.2. Деформация оперения и ее функции Деформации оперения возникают и протекают подобно деформации у крыла. жесткость конструкции оперения и крыла в вертикальной плоскости меньше жесткости в горизонтальной плоскости. Сформулируем функции деформации оперения. Главная функция: Вычислить деформацию (ОПЕРЕНИЯ)…………………………..В0077. Основная функция: определять жесткость (конструкции оперения)…………………..о0077. Вспомогательная функция: сравнивать жесткость (оперения в вертикальной и горизонтальной плоскостях)……………………………………………………………………с0077; в деформировать оперение (при моделировании прочностных расчетов на эвм или математическом моделировании); н производить расчет (на жесткость оперения самолета); с добиваться устойчивости (от изгиба и кручения оперения при прочностных расчетах); а обеспечивать жесткость (оперения при создании его конструкции) и т.д. 10.3. Деформация фюзеляжа и ее функции Фюзеляж в отличие от крыла и оперения изгибается и в горизонтальной и в вертикальной плоскости (от нагрузок вертикального оперения). Жесткость конструкции фюзеляжа в этих взаимно перпендикулярных плоскостях примерно одинакова. Прогибы фюзеляжа меньше чем у крыла и оперения, так как жесткость конструкции фюзеляжа выше жесткости крыла. Главную, основную и вспомогательные функции для деформации фюзеляжа сформулируем следующим образом: Главная функция: Изгибать фюзеляж (в отличие от крыла и оперения в вертикальной и горизонтальной плоскостях)……………………………………………………И0013. Основная функция: Подбирать жесткость (фюзеляжа при расчетах при проектировании в соответствии с условиями эксплуатации и типом самолета в вертикальной и горизонтальной плоскостям) …..………………………………………………П0013. Вспомогательная (или второстепенная) функция: Учитывать жесткость (фюзеляжа по вертикальной и горизонтальной плоскостях при производстве прочностных расчетов)……………….всп. У0013; в снижать уровень (деформации фюзеляжа, путем подбора соответствующих материалов и форм профилей и др.);

177

н обеспечивать жесткость (конструкции фюзеляжа, путем введения специальных материалов и др.); с упрочнять конструкцию (фюзеляжа через конструкцию каркаса, конфигурацию профилей и т.д.); а уменьшать прогиб (фюзеляжа). 10.4. Вынужденные колебания частей самолета и их функции Переменные нагрузки вызывают колебания элементов конструкции самолета с частотами, равными частотам возбуждающих переменных сил. Наиболее опасным является случай, когда частоты сил, возбуждающих колебаний оказываются близкими или равными частотами собственных колебаний конструкции или ее элементов. Возникающие при этом резонансные колебания характеризуются резким увеличением их амплитуд, что может привести к разрушению конструкции. Главной функцией этого явления будет следующая функция: Вызывать колебания (элементов конструкции самолета)…………В0088. Основная функция: Возбуждать силы (переменные)………………………………….…..В0089. Вспомогательная функция: Оказывать влияние (на возникающие колебания и увеличение резонансных амплитуд)……………………………………………………………О0089; в возбуждать резонанс (от действий переменных нагрузок и возникновения колебаний); н увеличивать амплитуду (колебаний); с возбуждать амплитуду (колебаний); а характеризовать увеличение (амплитуды колебаний наступающим резонансом) и т.д. 10.4.1. Источники вынужденных колебаний и их функции О. К источникам переменных нагрузок, которые Относить источники вызывают вынужденные колебания конструкции (вынужденных колебаний относят: к источникам переменных 1. Возмущения обтекающего самолет воз- нагрузок) душного потока вследствие собственной …………………О0043; турбулентности атмосферы; в возмущать поток (об2. возмущения потока, возбуждаемые самим текающий самолет); летящим самолетом и действующие на не- н учитывать турбулентго; ность (атмосферы); 3. вибрации, создаваемые двигательной уста- с возбуждать поток (сановкой. мим летящим самолетом); а создавать вибрацию (двигательной установкой).

178

10.4.2. Резонансные колебания конструкции и его функции О. Резонансное колебание конструкции устраня- Устранять резонанс ется выполнением конструкции самолета так, (конструкции совершенчтобы частота собственных колебаний конст- ствованием конструкции рукции была бы далеко от частот возбуждающих самолета)…………У0045; сил. в снижать частоту (собственных колебаний); н выполнять конструкцию (самолета, так чтобы частота собственных колебаний была бы далеко от частот возбуждающих сил); с рассчитывать конструкцию (самолета по максимальному значению резонансного колебания); а возбуждать силы (возникающих от сил собственных колебаний). 10.5. Флаттер частей самолета и его функции Флаттером называют самовозбуждающиеся колебания некоторых частей самолета под действием возбуждающих аэродинамических сил в результате их взаимодействия с упругими и инерционными силами в конструкции. В этой связи следует формулировать функции: главную, основную и вспомогательную (или второстепенную) следующим образом: Главная функция: Самовозбуждать колебания (частей самолета под действием возбуждающих аэродинамических сил при моделировании конструкции)………С0091. Основная функция: Определять силы (аэродинамические, действующие на некоторые части самолета при моделировании или натурном испытании)…………………...0091. Вспомогательная функция: Рассчитывать результат (взаимодействия конструкции самолета с упругими инерционными силами)…………………………………………..всп. Р0091. 10.5.1. В. Возникновение флаттера. О. Флаттер характеризуется быстрым и внезапным возрастанием амплитуды возникающих колебаний, а иногда и разрушением конструкции самолета. Скорость, при которой возникает флаттер, называется критической скоростью флаттера. Она выше максимально допустимых в эксплуатации самолета скоростей полета. Само-

Характеризовать флаттер (быстрым и внезапным возрастанием амплитуды колебаний и разрушением конструкции самолета)……………Х0111; в называть амплитуду (возникающих колебаний

179

возбуждающиеся колебания типа флаттера раз- – флаттером); виваются за счет энергии набегающего потока н возбуждать колебания воздуха. (конструкции при испытаниях); с разрушать конструкцию (при возникновении быстрого и внезапного возрастания амплитуды колебаний при моделировании); а превышать скорость (полета самолета для определения момента возникновения флаттера) и т.д. 10.5.2. В. Флаттер крыла. Представлять опасность О. Флаттер крыла представляет наибольшую (возникновения флаттера опасность. Основными видами флаттера крыла крыла)………….…П0333; являются: изгибно – крутильный флаттер, свя- в называть виды (флатзанный с изгибом и кручением крыла; изгибно – тера крыла: изгибно – элеронный флаттер, сопровождающийся изги- крутильный, изгибно – элеронный); бами крыла и отклонением элеронов. н связывать изгиб ( и кручение крыла с изгибно – крутильным флаттером); с сопровождать отклонение (колебания крыла априори при расчетах и моделировании). 10.5.3. В. Изгибно – крутильный флаттер крыла. Рассматривать схему О. Для рассмотрения схемы развития изгибно- (изгибно – крутильного крутильного флаттера крыла рассмотрим силы, флаттера)………….Р0314; действующие в сечении крыла. Каждое сечение в характеризовать сечение (крыла следующими крыла характеризуется: 1. Положением центра тяжести (Ц.Т.), где при- положениями); н прилагать силу (тяжеложена сила тяжести; 2. положение центра жесткости (Ц.Ж.), где при- сти для определения положения центра тяжести); ложена сила упругости; 3. положение фокуса (F), где приложены прира- с определять центр (жещения аэродинамических сил, действующих сткости, где приложена сила упругости); на крыло. а находить положение (фокуса – F, где приложены приращения аэродинамических сил, действующих на крыло);

180

10.5.4. В. Изгибно – элеронный флаттер крыла. О. При изгибно – элеронном флаттере крыло изгибается, не закручиваясь. Возмущающая сила, раскручивающая крыло, возникает за счет самопроизвольных отклонений элерона. Для рассмотрения схемы развития изгибно – элеронного флаттера необходимо считать , что на крыле расположен плохо сбалансированный элерон, у которого центр тяжести расположен позади от вращения. Предположим, что элерон аэродинамически скомпенсирован , то есть его отклонение не вызывает моментов аэродинамических сил, препятствующих этому отклонению. Предположим также, что возможно отклонение элерона при неподвижной ручке управления за счет упругости проводки управления и люфтов.

10.5.5. В. Схема развития изгибно – крутильного флаттера крыла. О. Предположим, что под действием какого – либо возмущения крыло с закрепленным неподвижно элероном прогнулось вверх на величину Y0 , а затем его возмущение исчезло. На крыло будет действовать сила упругости РУ , стремящаяся возвратить крыло в нейтральное положение. Под действием силы РУ , крыло начнет двигаться вниз, а возникшая в начале движения сила инерции PJ , приложенная в центре тяжести, будет закручивать крыло относительно его центра тяжести. Угол атаки крыла α i будет отрицательным, то есть (- α i ). Это изменение угла атаки вызовет дополнительную аэродинамиче-

см прилагать приращения (аэродинамических сил) и т.д. Изгибать крыло (при изгибно – элеронном флаттере, не закручивая его при моделировании или натурном испытании)… …………………….И0315; в возбуждать отклонения (за счет самопроизвольных отклонений элерона); н раскручивать крыло (возмущающей силой); с развивать флаттер (изгибно – элеронный для рассмотрения схемы его развития); а считать элерон (плохо сбалансированным, у которого Ц.Т. расположен позади от вращения); в скомпенсировать динамику (элерона аэродинамически); н не вызывать моменты (аэродинамических сил); с отклонять элерон (при неподвижной ручке) и т.д. Развивать схему (изгибно – крутильного флаттера)…………………Р0316; в прогибать крыло (с закрепленным неподвижно элероном вверх на величину Y0 ); н устранять возмущение, (действующее на крыло); с возвращать крыло (в нейтральное положение); а двигать крыло (вниз под действием РУ ); н закручивать крыло

181

скую силу Раэр , направленную вниз и приложенную в фокусе крыла, которая способствует движению крыла вниз и его дальнейшему закручиванию. Когда крыло достигнет нейтрального положения и сила РУ станет равной нулю, крыло продолжит свое движение, а угол закручивания его станет максимально отрицательным, то есть (- α i max ). После того, как крыло, пройдя нейтральное положение, начнет отгибаться вниз, возмущающая сила РУ упругости начнет замедлять скорость прогиба крыла вниз, а сила инерции – уменьшать закрутку крыла, уменьшая угол атаки. С уменьшением угла атаки крыла будет уменьшаться сила Раэр и замедлять движение крыла вниз. Крыло отогнется вниз. В зависимости от величины закручивания крыла и дополнительной аэродинамической силы, прогиб крыла вниз может оказаться больше, чем начальный его отгиб вверх. При движении крыла вверх картина повторится, но величина отгиба крыла вверх будет большей. Изгибающие колебания крыла будут возрастать и приведут к быстрому разрушению конструкции крыла.

(возникшей в начале движения силой инерции PJ ); см определить угол (атаки α i , он будет отрицательным, то есть - α i ); в вызывать силу ( Раэр , направленную вниз и приложенную в фокусе крыла); см устранять движение (крыла вниз и дальнейшее его закручивание); с приравнивать силы ( РУ - нулю, для определения амплитуды движения крыла); а максимизировать угол (закручивания до отрицательной величины, то есть - α i max ); с пройти положение (нейтральное для определения прогиба крыла вниз); а замедлять скорость (прогиба крыла вниз); в уменьшать закрутку (крыла, уменьшая угол атаки); см уменьшать силу ( Раэр , с уменьшением угла атаки крыла); в отгибать крыло (вниз); н дополнить силу (аэродинамическую для определения прогиба крыла вниз); с увеличивать колебания (крыла в месте изгиба …); а «разрушить конструкцию» (крыла при моделировании динамических испытаний);

182

10.5.6. В. Схема развития изгибно-элеронного флаттера крыла. О. Пусть в случае изгибно-элеронного флаттера, крыло под действием какого-то возмущения прогнулось вверх на величину y0 , а затем это возмущение исчезло, и крыло было предоставлено самому себе. Под действием силы упругости конструкции крыла оно начнет двигаться к нейтральному положению вниз от действия сил инерции ∆Pi центр тяжести элерона будет отставать от перемещения крыла, и элерон отклонится вверх. Это вызывает появление дополнительной аэродинамической силы Pаэр , приложенной в фокусе крыла F и направленной вниз. Ее величина пропорциональна отклонению элерона δ Э1 . Эта сила заставит крыло пройти нейтральное положение и отклонится вниз. Сила упругости Py будет препятствовать этому движению и тормозить его. Возникшая при этом сила инерции ∆Pj начнет уменьшать отклонение элерона так, что в крайнем нижнем положении крыла элерон окажется в нейтральном положении. Под действием силы упругости Py крыло начнет отклоняться, а сила инерции ∆Pj будет отклонять элерон вниз. Появится аэродинамическая сила Pаэр , направленная вверх, и картина флаттера повторится. Явление саморазвивающихся колебаний, когда крыло изгибается и одновременно самопроизвольно отклоняются элероны, изменяя аэродинамическую силу и все больше раскачивая крыло, называется изгибно – элеронным флаттером.

а повторить картину (всех испытаний при моделировании движения крыла вверх) и т.д. Прогибать крыло (вверх под действием возмущения)…...…………..П0317; в получить величину (y0); н снять возмущение (и предоставить крыло самому себе); с двигать крыло (к нейтральному положению вниз); а перемещать центр (тяжести элерона для отклонения его вверх); в вызывать силу (Pаэр – дополнительную); а прилагать силу (в фокусе крыла F и направлять ее вниз); с отклонять элерон (на величину δ Э1 ); н «заставлять» крыло (пройти нейтральное положение и отклоняться вниз); с тормозить крыло (силой упругости Py, препятствуя движению); в уменьшать силу (инерции ∆Pj для уменьшения отклонения элерона); см повторить картину (при появлении аэродинамической силы Pаэр, направленной вверх); в называть явление (саморазвивающихся колебаний – изгибно – элеронным флаттером);

10.5.7. В. Виды борьбы с изгибно – крутильным Перемещать положение флаттером крыла. (центра тяжести сечений

183

О. Мерой борьбы с самоколебаниями типа флаттера является перемещение положения центра тяжести сечений вперед, чтобы он оказался впереди центра жесткости конструкции. При этом инерционные колебания будут затухать у крыла или элерона. С этой целью устанавливают вдоль передней крышки крыла, элерона грузы – балансиры. Для борьбы с изгибно – крутильным (да и с изгибно – элеронным) флаттерами крыла увеличивают жесткость на кручение и изгиб конструкции крыла, увеличивая толщину обшивки и стенок с поясами лонжеронов. Увеличивать критическую скорость флаттера, связанного с колебаниями рулей и элеронов можно, установив специальные демпферы, гасящие колебания.

10.5.8. В. Меры борьбы с изгибно – элеронным флаттером крыла. О. См п.7 (О). 10.5.9. В. Флаттер оперения. О. На оперении может возникнуть изгибно – рулевой флаттер, связанный с изгибом фюзеляжа и отклонением рулей, или изгибно – крутильно – рулевой флаттер, связанный с изгибом и кручением фюзеляжа и отклонением рулей.

10.5.10. В. Флаттер фюзеляжа. О. У самолетов, имеющих длинные фюзеляжи возможен изгибно – тангажный флаттер, сопровождающийся изгибными деформациями фюзеляжа.

вперед)……………П0318; в устанавливать центр (тяжести впереди центра жесткости конструкции); н гасить колебания (у крыла и элерона); с устанавливать грузы – балансиры (вдоль передней кромки крыла или элерона); см увеличивать жесткость (на кручение и изгиб конструкции крыла для борьбы с изгибно – крутильным флаттером); см увеличивать толщину (обшивки и стенок с поясами лонжеронов); см увеличивать скорость (критическую флаттера, связанного с колебаниями рулей и элеронов); см устанавливать демпферы, (гасящие колебания) и т.д. Предусматривать изгиб (фюзеляжа и отклонение рулей)..…………..П0319; в учитывать флаттер (изгибно – крутильно – рулевой, связанный с изгибом и кручением фюзеляжа и отклонением рулей); а связывать изгиб (и кручение фюзеляжа с изгибно – крутильно – рулевым флаттером) и т.д. Рассчитывать флаттер (изгибно – тангажный для самолетов, имеющих длинные фюзеляжи) ……………………..Р0320; см учитывать длину (фюзеляжа самолета).

184

10.6. Бафтинг оперения и его функции Бафтингом называют вибрации от переменных аэродинамических сил, возникающих в результате срывов потока с расположенных впереди частей. Под воздействием срыва потока с крыла может возникнуть бафтинг горизонтального оперения. При этом оперение начинает вибрировать, и амплитуды его колебаний быстро нарастают. Сформулируем главную, основную и второстепенную функции этого явления: Главная функция: Вызывать вибрацию (конструкции оперения самолета) ……………………………………………….…………….…………… В0321. Основная функция: Вибрировать конструкцию (оперения и хвостовой части самолета) ……………………………………..…………………………………….В0322. Второстепенная функция: Срывать поток (набегающего воздуха при полете самолета) …………………………………………………………………………... С0322. 10.6.1. В. Схема развития бафтинга оперения. О. Различают скоростной и не скоростной бафтинг. Первый проходит на больших околозвуковых скоростях полета, а второй при – полете на больших углах атаки. Бафтинг приводит к появлению остаточных деформаций, выходу из строя агрегатов и деталей, расположенных в зоне значительной тряски, или даже к разрушению конструкции оперения.

Различать бафтинг (скоростной и не скоростной) ……………………..Р0333; см вызывать вибрацию (конструкции оперения); в определять бафтинг (на больших околозвуковых скоростях и при полете при больших углах атаки); н устанавливать угол (атак для определения бафтинга); с измерять скорость (полета для выявления первого бафтинга); а вычислить деформацию (для устранения бафтинга); в устранять тряску (для сохранения агрегатов и узлов самолета, расположенной в ее зоне); разрушать конструкцию (при натурном или электронном моделировании и испытании конструкции

185

10.6.2. В. Скорость развития бафтинга. О. Срывные вибрации выявляются в процессе испытаний готового самолета. Поэтому бафтинг оперения и других частей самолета устраняют в процессе доработок конструкции и аэродинамики самолета ограничений режимов полета.

10.6.3. В. Меры борьбы с бафтингом. О. С вибрациями от двигателей борются с помощью амортизаторов. Это уменьшает уровень возбуждающих переменных сил.

самолета для определения природы возникновения бафтинга) и т.д. Испытывать самолет (на выявление срывной вибрации).……….…...И0334; в устранять бафтинг (в процессе доработок); н ограничивать режимы (полета); с дорабатывать конструкцию (самолета и его аэродинамику); а уменьшать скорость (развития бафтинга конструкции оперения при производстве аэродинамических расчетов). применять амортизаторы (для борьбы с бафтингом).………………П0335; см устранять вибрацию (от двигателей с помощью амортизаторов); в уменьшать уровень (возбуждающих переменных сил); н не допускать вибрацию (от двигателей путем установки амортизаторов) и т.д.

10.7. Колебания «ШИММИ» передней стойки шасси и их функции «ШИММИ» – это самовозбуждающиеся колебания передней стойки шасси относительно ее оси при движении самолета по аэродрому с большой скоростью. колебания типа «шимми» возникают вследствие совместных колебаний колеса относительно оси стойки, являющейся осью, вокруг которой может поворачиваться колесо при его развороте и упругих деформаций пневматика. Главной функцией этого явления будем считать: самовозбуждать колебания (передней стойки шасси «шимми») ………………………………………………………………………………… С0401. Основной функцией будем считать: совмещать колебания (колеса шасси относительно оси стойки) …………………………………………………………………………...С0402.

186

Второстепенной функцией считаем: возбуждать конструкцию (шасси и его передней стойки к явлению «шимми») …………………………………………………. всп. С0403 и т.д. 10.7.1. В. Схема развития «шимми» передней стойки шасси. О. возникновение колебаний типа «шимми», скорость движения самолета, при которой они появляются, зависят от инерционных сил колебающихся масс, жесткости пневматика и конструкции шасси, от нагрузки на колесо, деформации пневматика, от коэффициента трения пневматика о взлетно – посадочную полосу аэродрома и т.д.

10.7.2. В. Меры борьбы с колебаниями типа «шимми». О. Удобным и эффективным средством борьбы с «шимми» является установка на передней стойке шасси демпферов – гасителей колебаний. чаще применяют гидравлические гасители колебаний поршневого типа.

рассматривать схему (развития «шимми» при возникновении колебаний…)..…..Р0405; в устанавливать причины (возникновения «шимми»); н устранять инерцию (колебающихся масс); с регулировать жесткость (пневматика); а ужесточать конструкцию (шасси); в снижать нагрузки (на колеса шасси, путем регулирования давления в пневматике, в стойках и т.д.); см снижать коэффициент (трения пневматика о впп) и т.д. устанавливать демпферы – гасители (колебаний)……….У0406; в применять гасители (колебаний); н компенсировать колебания (методом установки демпферов); с совершенствовать конструкцию (шасси, способную противостоять «шимми»); а ужесточать требования (к конструкции шасси).

187

11. ТЕЗАУРУС НА СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА Основным агрегатом любого самолета, то есть его силовой установкой является авиационный двигатель, предназначенный для получения силы тяги, потребной для создания подъемной силы крылом самолета. Авиационная силовая установка включает в себя следующие составляющие элементы (агрегаты): двигатель, движитель, входное и выходное устройство, обеспечивающие работу двигателей – системы. Сформулируем все необходимые функции конструктивно – технологического характера на силовые установки в соответствии с законами и правилами разработки информационного тезауруса. 11.1. Требования к силовым установкам и их функции К авиационным силовым установкам (в дальнейшем авиационным двигателям) на производстве и в эксплуатации предъявляются следующие требования: 1. Создание заданной тяги или мощности для получения необходимых летно – технических данных летательного аппарата. 2. Возможно оптимальная (наименьшая) удельная масса, то есть отношение массы двигателя к его тяге и максимально возможная экономичность, то есть минимально удельный расход топлива – отношение расхода топлива к тяге двигателя. 3. Максимально возможная лобовая тяга, то есть отношение тяги двигателя к его поперечной площади. 4. Простота конструкции, технологичность в производстве, использование менее дефицитных доступных материалов. 5. Высокие эксплуатационные качества: максимально возможный ресурс работы, простота и удобство обслуживания, профилактики и ремонта, высокая надежность. 6. Удобство в управлении, способность быстро изменять режим работы. 7. Обладать высокой степенью живучести при воздействии на него посторонних предметов (пыли, льда, птиц и др.). 8. Обеспечивать контроль и регистрацию на земле и в воздухе всех технических параметров, характеризующих рабочее состояние двигателей. 9. Эффективно и надежно работать на всех режимах полета, в различных климатических условиях и т.д. На основании выше изложенного сформулируем основные функции силовых установок летательного аппарата. Главная функция: Создавать тягу (для получения необходимых летно – технических характеристик ЛА) …………………………………………С0401. Основная функция: Развивать мощность (достаточную для обеспечения движения ЛА) …………………………………………………………….. Р0401. Второстепенная функция: Иметь массу (пропорциональную его тяге, то есть отношение массы двигателя к его тяге) ……….………………… вт. И0401;

188

в обеспечивать движение (ЛА в условиях старта на аэродроме, взлет и движение в атмосфере, посадку и т.д.); н экономить расход (топлива – отношение расхода топлива к тяге двигателя); с оптимизировать отношение (тяги двигателя, то есть иметь максимально возможную лобовую тягу – отношение тяги двигателя к его поперечной площади); а использовать материалы (для конструкции двигателя менее дефицитные); а изменять режим (работы быстро и эффективно в процессе летной эксплуатации); см иметь стойкость (на воздействие внешней среды); см обеспечивать контроль и регистрацию (всех технических параметров, характеризующих рабочее состояние); см иметь удобство (обслуживания, профилактики и ремонта); а соблюдать режимы (работы при полете, заложенных в тактико – технических условиях и условиях эксплуатации) и т.д. 11.2. Типы двигателей и их конструктивные функции В силовых установках летательных аппаратов применяются двигатели следующих конструкций: 1. Винтовые поршневые двигатели (ВД); 2. воздушно – реактивные двигатели (ВРД); 3. реактивные двигатели (РД). Поршневые двигатели бывают карбюраторные и дизельные. В авиации дизельные двигатели не нашли применения ввиду большой массы. По способу охлаждения поршневые двигатели различают: жидкостные и воздушные. Воздушно – реактивные двигатели (ВРД) в зависимости от способа сжатия делятся на компрессорные и бескомпрессорные. По способу тяги компрессорные ВРД делятся на: 1. одноконтурные турбореактивные (ТРД); 2. турбореактивные двухконтурные (ТРДД); 3. турбовинтовые двигатели (ТВД). К бескомпрессорным ВРД относятся: 1. прямоточные ВРД (ПВРД); 2. пульсирующие ВРД (ПуВРД). В зависимости от применяемых компонентов ракетные двигатели (РД) различаются: 1. ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ); 2. жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). Сформулируем основные функции к каждому типу двигателей. Главная функция: Развивать тягу (посредством винтово – поршневой системы) … Р0403. Основная функция:

189

Обеспечивать движение (ЛА за счет винтово – поршневой увязки) … ………………………………………………………………………………….О0404. Вспомогательная (второстепенная ) функция: приводить винт (в движение – вращение за счет поршневой системы) …………………………………………………………………………...…вт. В0403. см иметь разновидность (карбюраторных и дизельных двигателей); с охлаждать зону (рабочую двигателя жидкостью или воздухом). Рассматривать сжатие (как степень совершенства и разделения на компрессорные и бескомпрессорные двигатели) ………………………………Д0404. Относить степень (сжатия и способ сжатия к группе воздушнореактивных двигателей)………………………………………………………О0405; см рассматривать способ (тяги компрессорных ВРД как деление: на одноконтурные турбореактивные двигатели; турбореактивные двухконтурные и турбовинтовые двигатели). Применять компоненты (топлива двигателей: твердотопливные и жидкостные) …………………………………………………………………….…П0406. Относить двигатели (ВРД к прямоточным и пульсирующим) …...О0406. Использовать топливо (твердое и жидкое) ………………………...И0406. Различать двигатели (по конструкции: авиационные и ракетные) …………………………………………………………………………………..Р0407; в двигать аппарат (летательный по условиям тактико-технических характеристик); н перемещать аппарат (в пространстве: воздушном, космическом или на аэродроме); с обеспечивать движение (ЛА в пространстве); а преодолевать притяжение (земное, обеспечивая движение ЛА в пространстве) и т.д. 11.2.1. В. Турбореактивные двигатели. О. В турбореактивных двигателях (ТРД) рабочий цикл состоит из: сжатия атмосферного воздуха во входном устройстве и компрессоре, нагреве этого воздуха в камере сгорания путем сжигания топлива, расширения горячих газов в турбине и выходном устройстве. ТРД имеют невысокую эффективность работы при дозвуковых скоростях полета и небольшую взлетную тягу, что удлиняет взлетно-посадочную полосу. ТРДД представляет собой турбовинтовой двигатель (ТВД), установленный в концевом канале – втором контуре, в котором воздушный винт заменен малогабаритным, легким и высокооборотным вентилятором. В ТРДД тяга создается в двух контурах, поэтому КПД его очень высок.

Сжимать воздух (атмосферный во входном устройстве и компрессоре)…………..С0408. Сжимать топливо (в камере сгорания) …………………С0409. Расширять газ (в турбине и выходном устройстве)....…….Р0408; см иметь эффективность (в соответствии с требования ТТД); см обеспечивать тягу (для обеспечения полета ЛА); с оптимизировать длину (взлетно-

190

11.2.2. В. Турбовинтовые двигатели. О. Сочетание турбореактивных двигателей с воздушным винтом привело к созданию турбовинтовых двигателей (ТВД). При малых дозвуковых скоростях полета турбовинтовой двигатель является наиболее экономичным из компрессорных ВРД. Но в связи с большой массой (весом) вытеснен турбореактивным двухконтурным двигателем.

11.2.3. В. Поршневые двигатели. О. Поршневые двигатели в авиации применяют-

посадочной полосы). Представлять двигатели (турбовинтовой, установленный в концевом канале - втором контуре)…….…П0408; в заменять винт (малогабаритным вентилятором); н применять вентилятор (высокооборотный); с повышать коэффициент (полезного действия двигателя); а создавать тягу (в контурах ТРДД) и т.д. Сочетать конструкцию (турбореактивных двигателей с воздушным винтом)..…С0409. Совмещать движитель (воздушного винта с работой реактивной турбины).…С0410; с снижать массу (турбовинтового двигателя); в повышать надежность (мощность и экономичность ВРД); а экономить топливо (при использовании ВРД на самолетах с дозвуковой скоростью полета); н вытеснять двигатели (ВРД в связи с их большой массой); в применять двигатель (турбореактивный двухконтурный из-за меньшей его массы) и т.д. Использовать карбюратор……….…И0410;

191

ся карбюраторные и дизельные. Мощность и экономичность двигателей зависит от степени сжатия топливовоздушной смеси. Но максимальная величина давления ограничена условиями прочности и опасностью взрывного сгорания – детонацией.

11.2.4. В. Размещение двигателей на самолете. О. Рациональное размещение двигателей в процессе проектирования самолета находят из условия получения наименьшей массы конструкции при обеспечении удобства эксплуатации, наименьших потерь тяги. Двигатели на самолетах размещают: на крыле; под и над крылом на пилонах; у корня крыла; снаружи хвостовой части фюзеляжа на пилонах, внутри хвостовой части фюзеляжа.

11.2.5. В. Размещение двигателей под крылом. О. Во всех схемах с установкой двигателей на крыле имеет место разгрузка крыла в полете на величину массы двигателей. При размещении двигателей под крылом в гондолах уменьшают интерференцию и лобовое сопротивление улучшают использование скоростного напора.

с применять поршень; см обеспечивать степень (сжатия топливной смеси); а ограничивать давление (по максимуму из-за условия прочности); в устранять сгорание (детонацией или взрывом); н повышать экономичность (двигателей). Находить условие (удобства эксплуатации, наименьшей массы конструкции, наименьших потерь тяги) …………………Н0411; в проектировать размещение (двигателей из условий удобства эксплуатации); н предусматривать удобство (эксплуатации и техобслуживания); см устранять потери (тяги и др.) с размещать двигатели; см предусматривать навес (двигателей под и над крылом). Разгружать крыло (в полете на величину массы двигателя) ...……………….Р0412; в уменьшать интерференцию (и лобовое сопротивление); в улучшать использование (скоростного напора);

192

11.2.6. В. Размещение двигателей на крыле и под крылом на пилонах. О. Пилонная подвеска двигателей менее удачна при резких поворотах и кренах, при перемещении по земле и при аварийной посадке, но имеет и преимущества: короткие воздухозаборники, отказ одного двигателя не влияет на работу другому двигателю, удобный подход к двигателю и его замена.

11.2.7. В. Размещение двигателей у корня крыла. О. Аэродинамическое сопротивление двигателей, размещенных у корня крыла меньше, чем у двигателей, расположенных на крыле, под крылом и на конце крыла. Но такая установка затрудняет техническое обслуживание и уменьшает площадь механизации крыла.

11.2.8. В. Размещение двигателей внутри хвостовой части фюзеляжа. О. Размещение двигателей внутри хвостовой части фюзеляжа мало ухудшает аэродинамику самолета, но снижает тягу, в связи с увеличением потерь скоростного напора в длинных подводящих воздушных каналах.

11.2.9. В. Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа. О. Размещение двигателей на хвостовой части улучшает аэродинамику крыла, позволяет использовать средства механизации крыла, облег-

см использовать напор (скоростной для улучшения его эффекта). Сохранять автономию (работы двигателя, то есть отказ одного двигателя не влияет на работу другого) …………………С0412; в подвешивать двигатели; н укорачивать воздухозаборники; с иметь преимущества; а обеспечивать удобство (обслуживания и ремонта). уменьшать сопротивление (аэродинамическое) …………У0412; в располагать двигатель (у корня крыла); н улучшать качество (аэродинамическое); с совершенствовать обслуживание (техническое); а экономить площадь (механизации крыла). не ухудшать аэродинамику (самолета с расположением двигателей внутри хвостовой части фюзеляжа)………..……Н0413; в обеспечивать аэродинамику (самолета); н снижать потери (скоростного напора в длинных каналах). Улучшать использование (средств механизации ДУ на хвостовой части крыла) …………………У0413.

193

чить обслуживание двигателей и повысить пожарную безопасность самолета при авариях. Такое размещение улучшает комфорт пассажиров в результате уменьшения шума и вибрации от работы двигателя. Важным недостатком этой схемы является утяжеление конструкции, из-за отсутствия разгрузки крыла и усиления хвостовой части фюзеляжа.

11.2.10. В. Размещение турбореактивных двигателей. О. Турбореактивные двухконтурные двигатели с большой степенью двухконтурности, когда увеличивается диаметр вентилятора рациональней размещать под крылом на пилонах.

11.2.11. В. Размещение турбовинтовых двигателей. О. Турбовинтовые двигатели из-за наличия воздушных винтов устанавливают в передней части фюзеляжа и на крыле самолета.

совершенствовать аэродинамику (крыла) …………………С0413; н облегчать обслуживание (двигателей); н повышать безопасность (пожарную самолета при авариях); с уменьшать шум (и вибрацию от работы двигателя); в облегчать конструкцию (при проектировании загрузки крыла); а усиливать часть (хвостовую фюзеляжа). рационализировать размещение (двигателей под крылом на пилонах)….………Р0414; в увеличивать диаметр (вентилятора); н совершенствовать степень (двухконтурности ТРДД) и т.д. устанавливать двигатели (турбовинтовые в передней части самолета) .…………У0414; см размещать двигатели (турбовинтовые) и т.д.

11.3. Гондолы двигателей и их функции При внешнем размещении двигателей на самолете его заключают в удобообтекаемую гондолу. Это улучшает аэродинамические формы самолета, обеспечивает организацию входа воздуха и выхода газов, защищает силовую установку от атмосферных осадков, пыли и пр. Следовательно основные конструктивные функции следует сформулировать так: Главная функция: Предохранять двигатель (от внешних условий и воздействий) ………………………………………………………………………………….П0420. Основная функция:

194

Совершенствовать обтекаемость (конструкции двигателя с целью улучшения аэродинамических качеств) ……………………………………С0421. Второстепенная функция: Защищать установку (силовую от атмосферных осадков, пыли и др.) ……………………………………………………………………..…всп.З0422. см обеспечивать организацию (входа воздуха и выхода газов); н заключать удобообтекаемость (по внешнему контуру силовой установки); с совершенствовать аэродинамику и т.д. 11.3.1. В. Требования к гондолам двигателя. О. Назначение гондол и требования к ним можно сформулировать следующим образом: 1. Правильно организовать вход воздуха в двигатель с минимальными потерями скоростного напора; 2. Создавать минимальное лобовое сопротивление и хорошую внутреннюю герметичность; 3. Обеспечивать необходимую прочность и жесткость при минимальной массе; 4. Обеспечивать хороший доступ к двигателю при его обслуживании.

11.3.2. В. Конструктивно-силовые схемы гондол. О. Конструктивно-силовую схему гондол выбирают в зависимости от величины и характера нагружения. На скоростных самолетах применяют панельную конструкцию гондол, а на тяжелых – каркасную.

Организовывать вход (воздуха в двигатель) …………………О0422; в минимизировать потери (скоростного напора воздуха); см минимизировать сопротивление (лобовое); н сохранять герметичность (внутреннюю); с увеличивать прочность (при минимальной массе конструкции); а обслуживать двигатель (при максимальном удобстве подхода к нему) и т.д. Выбирать схему (конструктивно-силовую в зависимости от величины и характера нагружения)……..В0422; в нагружать конструкцию (гондолы по максимальной величине при моделировании и др.); н определять величину (нагружения); с применять конструкцию (гондол на скоростных самолетах в виде панелей);

195

11.3.3. В. Панельная схема гондол. О. Панельная конструкция представляет собой силовую оболочку, образованную из отдельных жестких панелей, соединенных между собой стяжными лентами, замками, штырями. Такая конструкция передает все нагрузки на каркас самолета. Панельная гондола состоит из средней силовой части, состоящей из нормальных и силовых шпангоутов и закрепленных на них панелях, входного и выходного устройств, закрепленных на силовых шпангоутах средней части, откидных и съемных люков для обслуживания двигателей.

11.3.4. В. Каркасная схема гондол. О. Каркасная конструкция гондол состоит из силового каркаса и съемных или откидных крышек капота, с тонкой обшивкой, прикрепленной к каркасу на быстроразъемных соединениях. Нагрузки от капотов передаются через узлы крепления на каркас самолета.

11.3.5. В. Противопожарные меры в конструкции гондол. О. В конструкции гондол устанавливаются противопожарные титановые перегородки. Хвостовую часть изготавливают из нержавею-

а использовать каркас (на тяжелых самолетах); см использовать конструкцию (гондол в зависимости от типа самолета) и т.д. Образовывать оболочку (силовой конструкции - панель)……... …………………О0425; в соединять элементы (стяжками, лентами, замками, штырями); н передавать нагрузки (на каркас самолета); с составлять гондолу (из средней части, нормальных и силовых шпангоутов); а закреплять части (через силовые шпангоуты); см иметь люки (обслуживания двигателей). Составлять каркас (силовой, съемных или откидных крышек капота с тонкой обшивкой)………….…С0426; в прикреплять каркас (на быстроразъемных соединениях); н передавать нагрузки (через узлы крепления на каркас самолета); с проектировать гондолу (в виде каркаса) и т.д. предусматривать перегородки (титановые противопожарные)….. ……………..…..П0426; в предупреждать по-

196

щей стали.

жар (в гондоле); н изготавливать часть (хвостового отсека из нержавеющей стали); с ограждать двигатель (от пожара специальными перегородками из титана или нержавеющей стали).

11.4. Конструкция крепления двигательной установки и ее функции Конструкция крепления двигателей передает все силовые факторы от двигателя, воздушного винта гондол на конструкцию самолета. Сформулируем конструктивные функции крепления двигателей. Главная функция: Передавать факторы (силовые от двигателя) ……………П0430. Основная функция: Держать двигатели (на конструкции самолета) ……….…Д0430. Второстепенная функция: Сохранять конструкцию (двигателя от механических и иных повреждений в момент эксплуатации) …………………………………всп.С0430; в воспринимать усилия (от двигателей, воздушного винта, гондол на конструкцию самолета) и т.д. 11.4.1. В. Требования к конструкции крепления двигательной установки. О. Крепление двигателя должно воспринимать нагрузки, возникающие в полете; поглощать вибрации двигателя и воздушного винта; быть прочным и жестким при минимальной массе; компенсировать температурные деформации корпуса двигателя; обеспечивать удобство монтажа и демонтажа двигателя.

Принимать нагрузки (возникающие в полете)……….……..П0431; в поглощать вибрацию (двигателя); см обеспечивать прочность – жесткость (конструкции при малой массе); н иметь массу (минимальную); с компенсировать деформации (корпуса двигателя); см обеспечивать удобство (монтажа и демонтажа двигателя); 11.4.2. В. Конструктивные схемы крепления дви- Различать конструкгателей. цию (крепления двига-

197

О. Конструктивные схемы крепления двигателя и конструкции самолета зависят от типа двигателя, его конструкции и от места установки двигателя на самолете.

11.4.3. В. Конструкция крепления двигателей внутри фюзеляжа. О. Внутри фюзеляжа двигатель крепится с помощью тяг и узлов к силовым шпангоутам фюзеляжа. Фюзеляж делают разъемным. Двигатель закатывают внутрь фюзеляжа, для чего на корпусе компрессора имеются ролики, а внутри фюзеляжа предусматривают направляющие рельсы. Переднее крепление двигателя состоит из верхнего узла – штыря, воспринимающего силу тяги двигателя и боковых тяг, несущих вертикальные нагрузки. Заднее крепление двигателей – тандерное (регулируемые тяги) воспринимает боковые и вертикальные нагрузки. Форсажная камера при нагреве перемещается в продольном направлении (при помощи роликов по рельсам) и в поперечном.

11.4.4. В. Пилонная подвеска двигателей под крылом. О. При размещении турбореактивных двигателей

теля от типа двигателя) …………….……Р0432; в крепить двигатель (в зависимости от его конструкции и типа); н устанавливать двигатель (в соответствии от места, предусмотренного конструкторской документацией) и т.д. Использовать шпангоуты (силовые для крепления двигателя с помощью тяг и узлов) …………………И0433; в предусматривать фюзеляж (разъемным по конструкции); н закатывать двигатель (внутрь фюзеляжа по направляющим рельсам); с иметь ролики (для закатки двигателя внутрь фюзеляжа); а составлять крепление (двигателя из верхнего узла – штыря и др.); см воспринимать силу (тяги двигателя); с нести нагрузки (вертикальные, боковые и пр.) а регулировать тяги (тандеры двигателей); н перемещать камеру (форсажную в продольном направлении); а направлять камеру (при помощи роликов по рельсам) и т.д. Размещать двигатель (типа ТРД под крылом на пилонах)..…..Р0434;

198

под крылом его можно крепит к пилону с помощью вильчатых узлов на корпусе двигателя. Заднее крепление обеспечивает возможность температурного расширения двигателя. Пилон представляющий собой профилированную балку, закрепленную к силовым элементам крыла при помощи вильчатых кронштейнов. Такая подвеска допускает быстрый монтаж (демонтаж) гондолы вместе с двигателем.

11.4.5. В. Крепление двигателя на горизонтальном пилоне. О. Крепление двигателя на горизонтальном пилоне применяется при расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа. Двигатель крепится к пилону в двух местах: по передней балке и на задней при помощи шкворней и жестких регулируемых тяг. Тяги соединяются с кронштейнами на двигателях и пилоне.

11.4.6. В. Крепление сдвоенных двигателей на горизонтальном пилоне. О. Крепление сдвоенных двигателей в сдвоенной гондоле расположенной на хвостовой части фюзеляжа представляет собой подвеску каждого двигателя на четырех опорах, три из которых расположены на передней и одна на задней двухарочных балках силовой части. Переднее крепление средних узлов воспринимает тягу и боковые нагрузки от силы тяги при эволюциях самолета. Два боковых передних узла (передние амортизаторы-подкосы) воспринимают силу тяжести двигателя и крутящий момент от его рото-

см применять узел (вильчатый); см предусматривать расширение (температурное); н представлять пилон (как профилированную балку); в закреплять пилон (к силовым элементам крыла); с использовать вилку (в виде кронштейна силового элемента); а допускать монтаждемонтаж (гондол вместе с двигателем). Устанавливать двигатель (на хвостовую часть фюзеляжа)… …………………У0435; в располагать пилон (горизонтальный в хвостовой части фюзеляжа); н крепить пилон (по передней балке); см использовать шкворни (и регулируемые тяги); с соединять тяги (с кронштейнами на двигателях и пилоне). Представлять подвеску (каждого двигателя на четырех опорах)…………….П0436; см располагать гондолу (на четырех опорах); см размещать опоры (три на передней и одну на задней двухарочных балках силовой части); см воспринимать на-

199

ров и боковой нагрузки. Внутри подкосов смонтированы резинометаллические амортизаторы, воспринимающие вертикальные и боковые нагрузки.

11.4.7. В. Крепление турбовинтового двигателя при помощи стержневой фермы на крыле. О. Крепление ТВД при помощи стержневой пространственной фермы на крыле выполняют при помощи передних и задних демпферов с подкосами и противопожарной перегородкой. Вся система монтируется на переднем лонжероне крыла.

11.4.8. В. Ферменно-балочная схема крепления двигателей. О. Ферменно-балочная конструкция крепления ТВД выполняется при помощи балок и стержней-подкосов. Амортизацию работы двигателей осуществляют подкосы-демпферы.

грузки (и тягу от силы тяги двигателя в зависимости от модели и года выпуска самолета и при эволюциях самолета); с монтировать амортизаторы ( - подносы резинометаллической конструкции); а применять амортизаторы (резинометаллические) и т.д. Выполнять крепления (ТВД при помощи стержневой пространственной формы)… …………………В0437; см использовать форму (пространственную на крыле); в предусматривать крепление (ТВД при помощи передних и задних демпферов с подкосами); н монтировать двигатель (ТВД на переднем лонжероне крыла). Применять конструкцию (крепления ТВД – ферменно – балочную)……..П0438; см выполнять крепеж (ТВД с помощью ферменно – балочной конструкции); см использовать стержни – подкосы (для крепления); с амортизировать работу (двигателей с помощью подкосов – демпферов); а осуществлять амортизацию (работы дви-

200

11.4.9. В. Амортизация крепления двигателей. О. Амортизаторы выполняются в виде подкосов-демпферов и резинометаллических подушек. Амортизатор-демпфер состоит из резиновых дисков и распорных втулок смонтированных на стержне. Стержень заканчивается резьбовыми наконечником в виде вильчатого узла, для регулирования положения двигателя на ферме крепления. Стержень с резиновыми дисками и металлическими втулками расположен внутри корпуса-стакана с замкнутым цилиндрическим пространством. Корпус имеет на конце вильчатый узел для крепления на двигатели. Демпфирование – амортизация происходит за счет обжатия резиновых дисков при перемещении стержня внутри корпуса – стакана. Амортизатор в виде резиновых дисков, распорных втулок и втулочного резинового амортизатора монтируют в металлическом корпусе. Амортизатор помещают в узле фермы крепления двигателя и закрепляют на цапфе двигателя стяжной гайкой.

гателей подкосами – демпферами). Амортизировать двигатели (самолета по отношению всей конструкции)……..А0439; в составлять амортизатор – демпфер (из резиновых дисков и распорных втулок); н заканчивать стержень (резьбовым наконечником); с регулировать положение (двигателя по форме крепления); а располагать стержень (с резиновым диском внутри корпуса – стакана …); н иметь узел (вильчатый для крепления на двигатели); с обжимать диски (при перемещении стержня внутри корпуса – стакана); а монтировать амортизатор (в виде резиновых дисков, распорных втулок и т.д.); н помещать амортизатор (в узле фермы крепления двигателя); см использовать цапфу (для закрепления амортизатора в узле фермы) и т.д.

11.5. Входные устройства силовых установок и их функции Входные устройства предназначены для подвода потребного количества воздуха к компрессору двигателя. во входном устройстве и воздухозаборнике энергия скоростного напора преобразуется в энергию давления воздуха перед компрессорами двигателя. сформулируем три вида функций.

201

Главная функция: подводить воздух (к компрессору двигателя самолета)……………П0440. Основная функция: направлять поток (воздуха к компрессору двигателя)……………Н0440. Второстепенная функция: концентрировать напор (воздуха) ………………………….…. вт. К0440. н преобразовывать энергию (давления воздуха); в забирать воздух (из атмосферы и направлять к компрессору); с повышать давление (в компрессоре двигателя) и т.д. 11.5.1. В. Требования к входным устройствам. О. Воздухозаборники должны выполнять следующие условия: 1. Наилучшее использование скоростного напора воздуха; 2. Обеспечение двигателя потребным количеством воздуха на всех режимах работы; 3. Создание равномерных полей скоростей и давлений потока на входе в компрессор двигателя; 4. Обеспечение охлаждения двигателя и его агрегатов; 5. Обеспечение минимального лобового сопротивления при малой массе, простота конструкции и регулирования.

Выполнять условия (безопасной эксплуатации)…………....В0440; в использовать скорость (воздуха и его напор); в направлять воздух (к двигателю в потребном количестве); см обеспечивать потребление (воздуха в нужных количествах); в создавать поля (скоростей равномерно и давления потока на входе в компрессор); в охлаждать двигатель (и его агрегаты); см обеспечить минимум (лобового сопротивления); н снижать массу; н упрощать конструкцию (и регулирование) и т.д.

11.5.2. В. Схемы входных устройств. О. На самолетах применяются следующие схемы (виды) входных устройств: 1. Осесимметричные (центральные или лобовые). То есть размещенные по оси симметрии самолета или оси гондолы и боковые (крыльевые); 2. нерегулируемые либо регулируемые, то есть воздухозаборники, внутренняя геометрия которых постоянна или изменяется в зависимости от условий полета; 3. дозвуковые и сверхзвуковые.

Осесимметрировать устройство (входное) …….…………..О0440; в располагать устройство (входное – центральное или лобовое по оси симметрии самолета и т.д.); н связывать симметричность (схемы входных устройств с осью самолета и его

202

11.5.3. В. Лобовые воздухозаборники. О. Лобовые (осесимметричные) входные устройства в фюзеляже и в гондолах имеют круглую или овальную форму. Они непосредственно соединяются с компрессором двигателя, поэтому имеют малую массу, малые потери давления.

11.5.4. В. Боковые входные устройства. О. При размещении двигателя внутри фюзеляжа применяют заборники по бокам фюзеляжа (боковые). Это уменьшает длину воздушных каналов, внутренние потери и высвобождает объем носовой части для размещения оборудования. Эффективность боковых заборников меняется при косом обдуве воздушным потоком, кроме того, один из них затеняется фюзеляжем при выполнении маневра самолетом. По форме боковые входные устройства могут быть полукруглыми, плоскими и совковыми.

агрегатов). Регулировать устройства (входные в зависимости от внутренней геометрии воздухозаборника)….……Р0441; н изменять геометрию (воздухозаборника в зависимости от условий полета). Проектировать форму (воздухозаборника в соответствии с условиями: υпол<а или υ>a, то есть дозвуковыми или сверхзвуковыми) …………………П0472. Иметь форму (круглую или овальную в гондолах)……...И0473; в соединять двигатель (с компрессором); см иметь массу (малую); см иметь потери (давления малые); н концентрировать поток (воздуха для подачи в компрессор двигателя). Высвобождать объем (носовой части для размещения оборудования) …………В0474. Уменьшать длину (воздушных каналов и внутренние потери)… …………………У0474; в применять воздухозаборники (боковые); н размещать двигатели (внутри фюзеляжа). Менять обдув (при косом воздушном потоке) ………………..М0474. Изменять эффектив-

203

11.5.5. В. Дозвуковые входные устройства. О. Дозвуковые входные устройства представляют собой расширяющийся канал – дозвуковой диффузор с плавным очертанием входных кромок. Скругленные входные кромки воздухозаборника обеспечивают безотрывное течение потока в канале. В диффузоре скорость потока уменьшается и увеличивается давление. Воздух сжимается вследствии его торможения перед входом в компрессор.

11.5.6. В. Сверхзвуковые входные устройства. О. Сверхзвуковое входное устройство представляет собой сверхзвуковой диффузор – сужающе – расширяющийся канал, торможение сверхзвукового потока в котором осуществляется в системе скачков. Конструктивные элементы воздухозаборника для создания косых скачков уплотнения называют генераторами скачков. Генераторы применяются в виде конусов, полуконусов, клиньев. Сверхзвуковое входное устройство состоит из внутреннего конуса и обечайки с острой передней кромкой. При обтекании конуса поток меняет направление, образуется косой скачок уплотнения, в которой скорость падает, а давление повышается.

ность (боковых воздхозаборников при косом обдуве воздушным потоком)………И0474. Снижать эффективность (боковых заборников при выполнении маневра самолетом)… ………………....С0474; см иметь форму (полукруглую, плоскую и совковую). Изображать диффузор (расширяющийся канал дозвукового устройства) ……………..И0475; см обеспечивать течение (потока воздуха безотрывное – в канале); н уменьшать скорость (потока); н увеличивать давление. Сжимать воздух (вследствие его торможения перед входом в компрессор)..…С0475; см. направлять поток (воздуха к компрессору). см Представлять канал (сужающе – расширяющийся – сверхзвуковой диффузор). Тормозить поток (сверхзвуковой в системе скачков)....Т0476; в осуществлять скачок (в сверхзвуковом потоке); н называть генератор (скачков уплотнения – воздухозаборником); с составлять устройство (входное – сверх-

204

11.5.7. В. Конструкция дозвуковых воздухозаборников. О. Конструкция воздухозаборников и воздушных подводящих каналов образуется из конструктивных элементов фюзеляжа, крыла или гондол двигателя. Части каркаса изготавливают с учетом аэродинамических, тепловых и вибрационных нагрузок входного устройства. Обводы канала выполняют без крутых поворотов, резкого изменения миделя канала, заключенные соединения и все стыки герметизируются. Участок воздушного канала перед двигателем делается прямоугольным. Входное устройство дозвуковое «настраивают» на наивыгоднейшие условия работы: на хвостовой части фюзеляжа боковые двигатели отодвигают от борта (подвешивают на пилоне) и приподнимают вверх на один – два градуса и разворачивают к борту на два – три градуса.

звуковое из внутреннего конуса и обечайки); а менять направление (потока при обтекании конуса); см образовывать скачок (уплотнения – косой); н снижать скорость (и давление повышать); см повышать давление (потока). Образовывать воздухозабор (из воздушных подводящих каналов)…..………..О0476. Определять состав (дозвуковых воздухозаборников как элементы конструкциий фюзеляжа, крыла или гондол двигателя)….. …………………О0477. Изготавливать каркас (воздухозаборников с учетом аэродинамических, тепловых и вибрационных нагрузок входного устройства)……………..И0477; см выполнять обводы (канала без крутых поворотов, резкого изменения миделя канала и т.д.). Герметизировать стыки (и соединения герметиком)…...Г0477; в делать участок (воздушного канала перед двигателем – прямоугольным); «настраивать» устройство (на наивыгоднейшие условия работы …);

205

11.5.8. В. Конструкция сверхзвуковых воздухозаборников. О. Осесимметричный лобовой воздухозаборник имеет коническую обечайку с острой передней кромкой и центральный телоступенчатый конус для сжатия сверхзвукового потока. Между конусом и обечайкой образуется внутренний канал воздухозаборника. Конус с целью регулирования воздухозаборника перемещается в осевом направлении по силовой опоре. Для этой же цели служат створки выпуска и впуска воздуха. Створки выпуска открываются внутрь под действием наружного избыточного давления, закрываются они под действием избыточного давления перед компрессором. Боковой плоский воздухозаборник состоит из ступенчатого клина, состоящего из трех панелей, для образования системы скачков уплотнения. Передняя неподвижная панель образует острый носок центрального тела. Вторая и третья панели подвижные, управляемые гидроцилиндром. Панели с внутренней поверхностью обечайки образуют горло воздухозаборника. Для отсоса пограничного слоя перед воздухозаборником имеется щель между входным устройством и фюзеляжем.

с отодвигать двигатели (боковые на хвостовой части от борта); а приподнимать двигатели (вверх на один – два градуса); н разворачивать двигатели (к борту на два – три градуса). Образовывать конус (телоступенчатый с острой передней кромкой для забора сверхзвукового потока)………..…….О0480. Снижать температуру (Т0 на острой кромке)……….……..С0481. Уменьшать сопротивление (сверхзвукового воздушного потока)……………..У0481; в регулировать воздухозабор (сверхзвукового газового потока); н перемещать конус (в осевом направлении по силовой опоре); с впускать (выпускать) воздух (с помощью створок). Открывать створки (внутрь под действием наружного избыточного давления)..…..О481; см закрывать створки (под действием избыточного давления перед компрессором); см представлять клин (ступенчатый). Образовывать скачок (уплотнения)…...О482; н применять гидроцилиндр (управляемый для подвижных панелей);

206

11.5.9. В. Регулирование воздухозаборных устройств. О. Работой воздухозаборников сверхзвукового самолета управляет автоматика для устойчивой работы на различных режимах полета, чтобы иметь соответствие пропускной способности воздухозаборника и компрессора двигателя. Автоматическое регулирование воздухозаборного устройства выполняют различными способами: осевым перемещением конуса, клина; изменением угла наклона шарнирных подвесок – панелей; профилированием сечений входного канала и регулированием расхода воздуха через канал с помощью клапанов и створок.

см образовывать воздухозаборник (из панели с внутренней поверхностью обечайки). Отсасывать слой (пограничный перед воздухозаборником)О483; в иметь щель (между входными устройствами и фюзеляжем). Регулировать управление (воздухозаборных устройств автоматикой)………….Р0490; в регулировать работу (воздухозаборных устройств сверхзвукового самолета автоматикой); н иметь соответствие (пропускной способности воздухозаборника и компрессора двигателя). Автоматизировать регулирование (воздухозаборного устройства)…..……….А0490; в перемещать конус (по оси); н изменять угол (наклона шарнирных подвесок – панелей); с профилировать сечения (входного канала) и т.д.

11.6. Выходные устройства силовых установок и их функции Выходные устройства силовых установок (СУ) предназначены для преобразования располагаемого теплоперепада газового потока в кинематическую энергию его направленного движения, то есть для отвода газового потока из двигателей и использования их энергии для создания силы тяги. Кроме этого они выполняют ряд других функций: 1. Регулирование проходных сечений сопла при изменении режимов работы двигателя; 2. изменение направления тяги – реверсирование;

207

3. глушение шума, производимого струей двигателя. Сформулируем функции выходных устройств силовых установок. Главная функция: Преобразовывать теплоперепад (газового потока в кинематическую энергию) ………………………………………………………………...…………….… П0500. Основная функция: Создавать силу (тяги, используя отвод газового потока из двигателей) ………………………………………………………………………………… С0501. Второстепенная функция: Регулировать сечения (проходные сопла при изменении режимов работы двигателя) …………………………………………………………С0502; в измененять направления (тяги – реверсирование); н глушить шум (производимого струей двигателя) и т. д. 11.6.1. В. Требования к выходным устройствам. О. Выходные устройства должны выполнять следующие требования: 1. Иметь минимальные гидравлические потери в газовом потоке на всех режимах полета; 2. иметь минимальные тепловые потери и обеспечивать эффективное охлаждение прилегающих элементов конструкции; 3. обеспечивать максимальную обратную тягу при наличии системы реверса; 4. обеспечивать эффективное шумоглушение.

11.6.2. В. Схемы выходных устройств. О. Выходные устройства бывают дозвуковые и сверхзвуковые, с регулированием (регулируемым) и нерегулируемым соплом. Применение дозвукового сужающего сопла на больших скоростях приводит к потерям тяги из-за недорасширения сопла. На больших сверхзвуковых скоростях применяют сверхзвуковые расширяю-

Поддерживать работоспособность (двигателя самолета)… …………………П0503; в иметь потери (минимальные гидравлические в газовом потоке на всех режимах полета); н обеспечивать охлаждение (эффективное и иметь минимальные тепловые потери); с охлаждать элементы (конструкции). Иметь максимум (обратной тяги при наличии системы реверса) …………………И0504; см обеспечивать максимум (обратной тяги); см обеспечивать шумоглушение (эффективное). Регулировать устройства (выходные дозвуковые и сверхзвуковые)…………….Р0505; см применять сопла (дозвуковые и сверхзвуковые); н приводить тягу (к

208

щиеся реактивные сопла. Для обеспечения устойчивой работы двигателей на всех режимах работы, регулируемые сопла обеспечивают полное или близкое к этому расширение газа с наименьшими потерями. Регулирование производят с помощью открытия или прикрытия створок, образующих стенки сопла, или же перемещением внутренней иглы.

11.6.3. В. Конструкция выходных устройств. О. Конструкция выходных устройств включает: 1. Затурбинный диффузор; 2. удлинительную трубу; 3. реактивное сопло. Диффузор обеспечивает плавный переход кольцеобразного потока, вытекающего из газовой турбины, в поток круглой формы. Кроме того, стойки, соединяющие внутренний и внешний корпуса диффузора, раскручивают поток газа, закрученный турбиной. Удлинительная труба служит для подвода газового потока к реактивному соплу. Размеры трубы определяются компоновкой двигателя на летательном аппарате. Реактивное сопло ускоряет газовый поток с целью получения большей реактивной тяги.

большим потерям из-за недорасширения сопла). Расширять сопла (для применения на больших сверхзвуковых скоростях – реактивные сопла)……..Р0506; см расширять газ (для обеспечения устойчивости работы двигателей); н уменьшать потери (расширенного газа для повышения эффективности работы двигателей); в производить регулирование (с помощью открытия или прикрытия створок, образующих стенки сопла). Перемещать иглу (внутреннюю)...П0506; в прикрывать створки (сопла); н открывать створки (сопла) и т.д. Включать диффузор (в конструкцию выходных устройств)… …………………В0506; см включать трубу (удлинительную и реактивное сопло). Раскручивать поток (газа, закрученный турбиной)……П0506; в соединять корпуса (диффузора стойками). Подводить поток (газовый к реактивному соплу)..……….П0506; в определять размеры (трубы компановкой

209

Элементы конструкции выходного устройства работают в тяжелых условиях – высокие температуры, большие нагрузки, химически активные газы. Внутренние части изготавливаются из жаропрочной нержавеющей стали с ребрами – кольцами жесткости; поверхность делают гладкой, без выступов; все соединения выполняют герметичными. Соединения выпускной трубы с фланцем на корпусе двигателя выполняются телескопическими. Узлы крепления предусматривают свободу продольных и поперечных перемещений от термического удлинения. Для уменьшения тепловых потерь удлинительные трубы покрывают теплоизолирующими материалами.

11.6.4. В. Нерегулируемые выходные устройства. О. Нерегулируемые выходные устройства состоят из выпускной трубы, внутреннего конуса, стержней стоек, реактивной насадки сопла и тепловой защиты. Выпускная труба при помощи фланца крепится к корпусу турбины, а к ней фланцем крепится сопло. Сопло охлаждается воздухом, который проходит по кольцевой щели между соплом и кожухом.

11.6.5. В. Регулируемые выходные устройства. О. Выходное устройство должно обеспечивать

двигателя на ЛА). Ускорять поток (газовый с целью получения большей реактивной тяги)..…………У0506; в изготавливать части (из жаропрочной нержавеющей стали с ребрами – кольцами жесткости); н делать поверхность (гладкой, без выступов); с выполнять соединения (герметичными). Соединять трубы (с фланцем на корпусе двигателя)……..С0506; см выполнять трубы (телескопическими); с предусматривать свободу (продольных и поперечных перемещений от термического удлинения); в покрывать трубы (теплоизолирующими материалами); а уменьшать потери (тепловые) и т.д. Выпускать струю (реактивную газа)… …………………В0507; в формировать поток (реактивного газа); н крепить трубу (при помощи фланца); см крепить сопло (к корпусу турбины); а охлаждать сопло (воздухом); н подавать воздух (по кольцевой щели между соплом и кожухом). Регулировать устройства (выходные, спо-

210

полное расширение газа в сопле. Для этого применяют систему регулирования выходного устройства. Система регулирования должна так согласовывать работу элементов двигателя, чтобы эффективная тяга оставалась в полете максимально возможной. Сверхзвуковые регулируемые выходные устройства подразделяют на регулируемые сопла Ловаля, сопла с центральным телом и эжекторные сопла. Регулируемые сопла обладают значительной конструктивной сложностью.

собствующие полному расширению газа в сопле)…………….Р0508; в согласовывать работу (элементов двигателя); н оставлять тягу (в полете эффективной – максимально возможной); с подразделять сопла (регулируемые: сопла Ловаля, сопла с центральным телом и др.); н признавать сложность (конструкции регулируемого сопла).

11.7. Системы силовых установок и их функции В систему силовых установок прежде всего входит топливная система или система питания двигателей. В свою очередь в топливную систему входят: 1. Топливные баки (или баки – кессоны). 2. Системы обеспечения работы силовых установок: 1. Подсистема выработки топлива; 2. подсистема подачи топлива в двигатели при нулевых и отрицательных перегрузках; 3. подсистема наддува и дренажа баков; 4. автоматическое управление порядком выработки топлива из баков; 5. подсистема питания двигателей при запуске; 3. Система контроля за остатком и выработкой топлива. 4. Система аварийного слива топлива. 5. Система централизованной заправки топливом. Следовательно основными функциями в вышеназванной системе можно назвать: Главная функция Питать двигатели (топливом) ………………………………. П0510. Основная функция Поддержать стабильность (работы силовой установки – двигателя) ……………………………………………………………………………… П0511. Вспомогательная (второстепенная) функция Стабилизировать работу (силовой установки при равномерной подаче топлива на всех режимах и нагрузках) ………………………………. С0511; в создавать силу (тяги и обеспечивать стабильную работу силовой установки – двигателя летательного аппарата) и др.

211

11.7.1. В. Системы топливопитания силовых установок. О. Система топливопитания предназначена для размещения на самолете топлива и для подачи его к двигателю на всех режимах полета.

11.7.2. В. Требования к системе топливопитания. О. Система топливопитания должна удовлетворять требованиям: 1. Обеспечивать надежное питание двигателя на всех режимах и высотах полета и независимо от атмосферных условий; 2. иметь достаточную вместимость топливных баков, обеспечивающих заданную дальность и продолжительность полета; 3. быть удобной в эксплуатации, безопасной в противопожарном отношении и живучей; 4. выработка топлива должна мало влиять на полетную центровку самолета.

11.7.3. В. Состав системы топливопитания. О. Система топливопитания состоит из: топливных баков, трубопроводов, насосов, клапанов и

Снабжать двигатели (топливом на всех режимах полета)… …………………С0512; в подавать топливо (к двигателю); н размещать топливо (на самолете); см обеспечивать режим (работы двигателя); с питать камеру (сгорания рабочей смесью); а сжигать смесь (горючую в камере сгорания СУ) и др. Предъявлять требования (к системе топливопитания самолета) …………………П0513; см обеспечивать питание (надежное и безопасное на всех режимах полета); в вмещать топливо (обеспечивающее дальность и беспосадочность полета); н иметь баки (вмещающие достаточное количество топлива); с гарантировать пожаробезопасность (и живучесть самолета); а ненарушать центровку (самолета в полете при выработке топлива); с вырабатывать топливо (сохраняя при этом центровку самолета) и т.д. Составлять систему (питания топливом СУ ЛА)…………….С0513;

212

кранов, фильтров, системы контроля за наличи- в компоновать констем и выработкой топлива. рукцию (топливопитания самолета из… ); н контролировать наличие (и выработку топлива); с определять наличие (и выработку топлива) и др. 11.7.4. В. Топливная система силовых установок, Определять работу (топливной системы) их работа. О. Топливная система силовых установок само- …………………О0513; лета работает следующим образом: топливо из в засасывать топливо бака засасывается подкачивающим насосом и (из бака); по магистрали через обратный клапан подается н подкачивать топлик подкачивающему насосу двигателя. Этот на- во (насосом из бака); сос через фильтр подает топливо под давлением с подавать топливо (к подсасывающему нав основной насос – регулятор двигателя. сосу двигателя); а использовать клапан (обратный как заслонку от гидроудара); с фильтровать топливо (перед подачей в основной насос – регулятор двигателя); а создавать давление (при подаче топлива к насосу – регулятору). 11.7.5. В. Система централизованной заправки Заливать топливо (в баки самолета)… топливом. О. Централизованная заправка топливом проис- ………………….З0513; ходит под давлением через топливный прием- в закачивать топливо ник в нижней части самолета, в месте, удобном (в систему снабжения для обслуживания. Централизованная заправка топливом самолета); обеспечивает наибольший темп заправки и чис- н производить затоту. Централизованная заправка топливной сис- правку (под давлением темы проводится в определенной последователь- через топливный приемник); ности. с создавать удобство (заправки и обслуживания процесса заправки); см обеспечивать темп (заправки топливной системы самолета).

213

11.7.6. В. Система дозаправки топливом в полете. О. Дозаправку самолета топливом в полете осуществляют в полете от самолета – заправщика по шлангу, составленному с приемником топлива на заправляемом самолете. В линию дозаправки в воздухе входят убирающийся приемник топлива, клапаны заправки, система сигнализации готовности к заправке, прохождения процесса заправки, завершение заправки, а также система продувки шланга заправки и заправочных магистралей во избежание выброса остатков топлива. Темп заправки должен быть высок для сокращения времени дозаправки. Топливо перекачивают насосы, расположенные на заправщике.

11.7.7. В. Система аварийного слива топлива в воздухе. О. Самолеты, имеющие ограничения по посадочной массе, оборудуются системами для аварийного слива топлива в воздухе. В этом случае топливо аварийными насосами, с производительностью до 2000 л/мин, подается в трубу слива на концевом обтекателе крыла.

11.7.8. В. Дренажная система силовой установки. О. Надтопливное пространство баков собирается с атмосферой с помощью системы дренажа. Это нужно: при заправке баков топливом для удаления воздуха из баков и исключения противодавления воздуха при заполнении баков; при

Заправлять самолет (во время полета в воздухе)……………З0514; в осуществлять дозаправку (от самолета – заправщика); н дозаправлять самолет (в полете через убирающийся приемник топлива); см иметь систему (сигнализации процесса дозаправки); с продувать систему (дозаправки во избежание выброса остатков топлива); а поддерживать темп (дозаправки высоким); C перекачивать топливо (насосами от самолета – заправщика). Сливать топливо (при аварийной ситуации в воздухе)……...С0515; в ограничивать массу (самолета при посадке); н подавать топливо (в трубу слива); см использовать насосы (аварийного слива топлива в воздухе); C предусматривать производительность (аварийного насоса до 2000 л/мин); а располагать слив (на концевом обтекателе крыла). Собирать пространство (надтопливное баков)………….С0516; в систематизировать дренаж (надтопливного пространства);

214

наддуве баков для стравливания избытков возду- н заправлять баки ха в атмосферу. (топливом для удаления воздуха …); с исключать противодавления (воздуха при заполнении баков); н надувать баки (для стравливания избытков воздуха); с стравливать избыток (воздуха в атмосферу). 11.7.9. В. Топливные баки. Подразделять баки О. Топливные баки по назначению делят на: (под топливо самолета) основные, расходные и балансировочные. По …………………П0515; конструкции баки бывают: мягкие, кессон – баки в делить баки (на мяг(баки – отсеки) и жесткие баки. кие, жесткие и кессон – баки); н рассматривать конструкцию (в зависимости от типа самолета) и т.д. Располагать баки (в 1.7.10. В. Мягкие топливные баки. О. Мягкие топливные баки выклеивают на раз- контейнерах – отсеках, борных формах из керосино – бензино – масло имеющих специфиче– теплостойкой резины и армированной ткани скую форму).…Р0515; по размерам и конфигурации соответствующим см использовать проконтейнеру – отсеку, в который помещается бак. странство (и объемы Для увеличения механической прочности их по- специальных отсеков крывают снаружи прорезиненной хлопчатобу- фюзеляжа и крыла самолета); мажной тканью или капроном. В стенках бака завулканизовывают различную в изготавливать баки арматуру: штуцеры, фланцы для крепления зали- (из керосино – бензино вочных горловин, датчиков топливомеров, насо- – масло – теплостойкой сов, крышек монтажных люков и узлов крепле- резины); ния баков к контейнерам. В баки вставляют рас- с выклеивать баки порные обручи при установке их в контейнеры (на разборных форкрыла или фюзеляжа. мах); а увеличивать прочность (мягких баков); с покрывать баки (снаружи прорезиненной хлопчатобумажной тканью или капроном). Завулканизовывать арматуру (в стенки ба-

215

11.7.11. В. Жесткие баки. О. Жесткие баки применяют в качестве дополнительных и подвесных. Баки делают из алюминиевых свариваемых листов с маркой материала АМц – М, допускающих глубокую штамповку. Бак имеет внутренние подкрепляющие перегородки – диафрагмы. Обычно топливо из подвесных баков перекачивается в основные баки самолета под давлением воздуха от компрессора двигателя.

11.7.12. В. Кессон – баки. О. Герметичные кессон – баки представляют собой внутреннюю герметизированную часть крыла или фюзеляжа. В крыле кессон – бак ограничен лонжеронами, нервюрами, верхней и нижней панелями. Герметичность баков клепаной конструкции обеспечивается внутришовной герметизацией в процессе сборочно – клепальных работ и внутренней поверхностной герметизацией термо-, морозо- и керосиностойкими герметиками. Конструкция испытывается на

ка)………………З0515; в крепить горловины (заливочные); н вставлять обручи (распорные в баки, для увеличения жесткости); с устанавливать баки ( в контейнеры крыла или фюзеляжа). Содержать запас (дополнительного топлива, например, для скоростного взлета)… …………………С0517; в подвешивать баки (к фюзеляжу самолета); н сваривать баки (из алюминиевых листов с маркой материала АМц – М); с штамповать листы (алюминиевые для изготовления баков); см иметь перегородки ( - диафрагмы внутри бака); в подкреплять бак (внутри перегородками – диафрагмами); с перекачивать топливо (из подвесных баков в основные баки самолета). Занимать объемы (крыла и фюзеляжа топливом)………..З0517; см использовать пространство (крыла или фюзеляжа, свободное от монтажных сборок); в ограничивать пустоту (крыла и фюзеляжа, используя пространство для разме-

216

герметичность опрессовкой сжатым воздухом.

щения топлива); н образовывать бак – кессон (в свободной части крыла или фюзеляжа). Герметизировать пространство (крыла или фюзеляжа, свободное от монтажа для размещения топлива) ..……………….Г0517; см применять герметики (термо – морозо – керосиностойкие). Опрессовывать конструкцию (бака – кессона сжатым воздухом для проверки на герметичность)……..О0517; в испытывать баки – кессоны (на герметичность воздухом); н контролировать герметичность (баков – кессонов сжатым воздухом при опрессовке). 11.7.13. В. Топливные агрегаты. Создавать условия О. К топливным агрегатам относятся насосы, (работы всей топливфильтры, топливомеры, аккумуляторы. ной системы самолета) …………………С0517; см обеспечивать работу (двигателей и всей топливной системы самолета); в поддерживать состояние (системы обеспечения работы двигателей); а нести функции (поддержания в рабочем состоянии топливной системы) и т.д. 11.7.14. В. Топливные насосы. Подпирать топливо О. Насосы в топливных системах создают под- (давлением перед насопор давления топлива перед насосами – регуля- сами – регуляторами)

217

торами двигателя. Перекачивающие насосы подают топливо из основных и дополнительных баков в расходный бак. Насос состоит из центробежного колеса и приводного электродвигателя. Есть и другие конструкции насосов, которые применяются на различных моделях самолетов и вертолетов.

11.7.15. В. Топливные фильтры. О. Топливные фильтры удаляют механические примеси и воду из топлива. Они бывают сетчатые, щелевые, пористые, карболеновые и др.

11.7.16. В. Топливомеры. О. Топливомеры – сигнализаторы уровня топлива применяют для определения расхода топлива и его остатков. Они бывают по конструкции индукционные и электроемкостные.

11.7.17. В. Топливные аккумуляторы. О. Топливные аккумуляторы обеспечивают питание двигателей топливом при полетах с отрицательными перегрузками. Корпус аккумулятора состоит из двух половин: воздушной и

…………………П0517; см перекачивать топливо (из основных и дополнительных баков); в регулировать давление (перед подачей топлива в двигатели); н качать топливо (из основных и дополнительных баков в расходный бак); с собирать насос (из центробежного колеса и приводного электродвигателя). Очищать топливо (от примесей механических и др.)…….О0518; в фильтровать топливо (с целью удаления примесей); н удалять примеси (механические и воду); различать фильтры (сетчатые, щелевые, пористые, карболеновые и др.). Измерять уровень (расхода топлива в баках)……………И0518; в определять расход (топлива из баков); н акцентировать внимание (летчика на расходе или остатке топлива в баках); с проектировать топливомеры (либо индукционными, либо электроемкостными). Питать двигатели (при полетах с отрицательными перегрузками)……………..П0518; в аккумулировать

218

топливной, разделенных гибкой резинотканевой энергию (для испольдиафрагмой. Топливо подается под напором газа зования при полетах с из аккумулятора в топливную систему. отрицательными нагрузками); с разделять корпус (аккумулятора на две половины …); а создавать напор (газа для подачи топлива из аккумулятора в топливную систему). Подавать масло (к 11.7.18. В. Система маслопитания. поверхноО. Система маслопитания обеспечивает посто- трущимся янную подачу масла к трущимся поверхностям стям)…………..П0519; двигателя, обеспечивая уменьшение трения и в уменьшать трение (и отводить тепло от теплоотвод от них. трущихся поверхностей); с отводить тепло (от трущихся поверхностей в двигателе). 11.7.19. В. Требования к системе маслопитания. Способствовать рабоО. К системе маслопитания предъявляются сле- те (двигателя в полете в безопасном режиме) дующие требования: 1. Система должна быть надежной в работе, не- …………………С0519; зависимо от высоты и режима полета, эволю- см обеспечивать надежность (работы двиций самолета и атмосферных условий; 2. масло должно охлаждаться с минимальными гателя); затратами мощности двигателя на работу ох- в соблюдать независимость (условий лаждающего устройства; 3. расход масла в полете должен быть неболь- функционирования при любых режимах шим; 4. система должна быть безопасной в пожарном работы двигателей и их эволюции); отношении, простой в эксплуатации. с минимизировать затраты (мощности двигателя на охлаждение устройства); а оптимизировать расход (масла в полете); с сохранять безопасность (пожарную и быть простой в эксплуатации).

219

11.7.20. В. Конструктивные элементы системы маслопитания. О. К маслосистеме относятся следующие составляющие конструкции самолета: масляные баки; трубопроводы; радиаторы; фильтры; краны; устройства по управлению и контролю за работой системы. Маслобак изготавливают из листов АМц – М. В бак вварены заливная горловина, фланцы для арматуры, а внутри бака размещены устройства для замера уровня масла и забора масла при отрицательных перегрузках. Маслорадиатор служит для охлаждения масла. Масляные фильтры очищают масло от твердых частиц, являющихся продуктами коксования и разложения масла, износа деталей и коррозии.

Определять элементы (конструктивные системы маслопитания)… …………………О0520; в собирать систему (маслопитания из следующих элементов: масляные баки; трубопроводы; радиаторы; фильтры; краны; устройства по управлению и контролю за работой системы); н вваривать элементы ( в заливную горловину, фланцы для арматуры и др.); с размещать устройства (для замера уровня масла и забора масла при отрицательных перегрузках); а охлаждать масло (в маслорадиаторе); с очищать масло (от твердых частиц); н фильтровать масло (от продуктов коксования и разложения масла, износа деталей и коррозии).

220

12. ТЕЗАУРУС НА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТА Для приведения в действие систем управления самолетом и двигателем, других систем и агрегатов оборудования, используют различные виды энергии со значительными потребляемыми мощностями. Систему подвода энергии к потребителям вместе с источником энергии на самолете называют бортовой энергетической или силовой системой. Главная функция этой системы должна быть сформулирована в соответствии с правилами организации (или разработки) тезауруса по степени выполнения системой полезных действий. Главная функция: Приводить систему (управления самолетом в действие) ……………………………………………………………………… П0525. Основная функция: Производить действие (на управляющие органы самолета) ………………………………………………………………….…….. П0526. Второстепенная функция Доводить функционирование (систем управления самолетом до требуемых параметров) ………………………………….……………Д0525; в использовать виды (энергии от силовой системы самолета); н потреблять мощность (необходимую для работы агрегатов в заданных режимах); с подводить энергию (к потребителю, то есть к агрегатам самолета); а снабжать системы (самолета всеми видами энергиии для стабильной работы). 12.1. Виды энергосистем самолета В зависимости от вида используемой энергии системы бывают гидравлические, где используется энергия давления жидкости; газовые, с использованием энергии сжатого воздуха (азота) и электрические. Соответственно функции энергосистем сформулируем по их полезным действиям. Главная функция: Создавать работоспособность (всех систем и агрегатов самолета) …………………………………………..…………………………………….. С0526. Основная функция: Объединять системы (самолета в единый рабочий организм) ………………………………………………………………………………… О0526. Второстепенная функция: 1. Использовать давление (жидкости) ………………………………...… И0526. 2. Сжимать газ (для использования в процессах наддува, продувки систем и др.) ……………………………………………………………………….....С0527. 3. Освещать салон (самолета) …………………………………………..... О0527. 4. Вращать электродвигатели (систем подачи топлива, например) ………………………………………………………………………………В0527.

221

5. Питать приборы (управления самолетом и др. электро и электронные приборы) ………………………………………………………………….… П0527. 12.2. Требования к любой энергосистеме Требования к любой энергосистеме (силовой системе) следует формулировать в последовательности: 1. Достаточная мощность для управления соответствующим объектом; 2. минимальное запаздывание подачи энергии к рабочим механизмам; 3. высокая надежность работы и обеспечение безопасности полета самолета при отказах (резервирование агрегатов и систем); 4. работа системы независимо от изменения температуры, высоты и скорости полета самолета; 5. минимальная масса и габариты. С позиции полезных действий любой энергосистемы, сформулируем ее функции. Главная функция: Оптимизировать энергоемкость (для работы всех систем самолета) ……………………………………………………………………...……….… О0528. Основная функция: Выделять энергию (всех видов, достаточную для работы агрегатов самолета на оптимальных режимах) … …………….………………………В0528. Второстепенная функция: 12.2.1. Выдавать мощность (для управления соответствующим объектом оптимально – достаточную) ………………………………….… В0529. 12.2.2. Минимизировать запаздывание (подачи энергии к рабочим механизмам) ………………………………………………………….. М0529. 12.2.3. Сохранять надежность (и обеспечивать безопасность полета самолета при отказах) …………………………………………….. С0528. 12.2.4. Резервировать агрегаты (и системы) …………………....…. Р0528. 12.2.5. Снижать массу (и габариты) … ………………………………С0529. 12.2.6. Уменьшать габариты (энергосистемы) ……………….……. У0528. 12.3. Гидравлическая система самолетов Применение гидравлических приводов на самолете вызвано малой массой и габаритами, большим быстродействием и малой инерционностью подвижных частей исполнительных механизмов (в отличие от электродвигателей). Масса и габариты гидроагрегата составляют 10 – 20% массы и габаритов электрического агрегата подобного назначения той же мощности. Приводы гидросистемы позволяют развивать значительные усилия при большом быстродействии, длительности и плавности работы, обеспечивают простую фиксацию промежуточных положений исполнительных механизмов. Гидравлические системы применяют для управления стабилизаторами, рулями, выпуска и уборки шасси, механизации крыла и др. агрегатов.

222

К недостаткам системы можно отнести большую массу проводки и рабочих тел, зависимость работы агрегатов от окружающей температуры, относительно малую надежность и пожароопасность. Сформулируем все виды функций и их разновидностей по полезным действиям. Главная функция: Вызывать быстродействие (работы всех исполнительных механизмов) ………………………………………………………………………. В0530. Основная функция: Минимизировать инерционность (подвижных частей исполнительных механизмов) ………………………………………………………. М0530. Второстепенная функция: 12.3.1. Развивать усилия (при большом быстродействии, длительности и плавности работы) ………………………………………..……. Р0530; 12.3.2. Фиксировать положение (исполнительных элементов и механизмов) ………………………………………………………………Ф0531; 12.3.3. Стабилизировать рули ………………………………………С0531; 12.3.4. Выпускать (убирать) шасси ……………………... В0532 (У0532); 12.3.5. Осуществять управление (механизацией крыла) …………. О0532; 12.3.6. Признавать недостатки (по большой массе гидропроводки и массе рабочих тел) ……………………………………………….… П0533; в снижать зависимость (работы агрегатов от окружающей среды: температуры, влажности, запыленности и др.). 12.4. Газовая система самолета В газовых системах используют энергию сжатых газов, находящихся в баллонах высокого давления. Система обладает малой массой трубопроводов и рабочего тела, высоким быстродействием при больших мощностях, независимостью от внешней температуры и пожаробезопасностью. Газовые системы используются в аварийных силовых системах и агрегатах дополнительного управления: для аварийного выпуска шасси; открытия люков при аварийном покидании самолета; выпуска и оцепки парашюта. Недостатком системы является сжимаемость газа. Это приводит к взрывоопасности, большому запаздыванию. Поэтому в соответствии с полезными действиями газовой системы, сформулируем ее функции. Главная функция: Использовать энергию (сжатых газов, находящихся в баллонах высокого давления) …………………………………………………………. И0534; в сжимать газы (для использования в газовой системе); н создавать давление (в баллонах высокого давления для использования в газовых системах самолета). Основная функция: Производить управление (агрегатами самолета с помощью энергии сжатого газа) ……………………………………………………………. П0534. Второстепенная функция:

223

1. Иметь быстродействие (в выполнении команд различного назначения) ………………………………………………………………….………… И0535. 2. Выпускать шасси (в аварийных ситуациях) ………………………… В0534. 3. Открывать люки (при аварийном покиданиии самолета) … ……….О0535. 4. Оцеплять парашют (при выброске десанта или аварийном покидании самолета и т.д.) ……………………………………………………………. О0536. 12.5. Электрическая система самолета Электрическая система самолета обладает малой массой электропроводки и удобством ее монтажа, наименьшим запаздыванием в передаче энергии. Электрические системы широко используют в дистанционном управлении агрегатами и в автоматических системах, в рулевых машинах автопилотов, управляющих золотниками гидроусилителей. По полезным действиям электрической системы сформулируем их функции. Главная функция: Вырабатывать электроэнергию (на борту самолета) … В0536. Основная функция: Потреблять электроэнергию (в управляющих системах и электросистемах самолета) ……………………………………………………. П0536. в использовать электроэнергию (для внутренних нужд и агрегатов самолета); Второстепенная функция: 1. Иметь массу (меньшую, чем остальные энергосистемы самолета) …………………………………………………………….………... И0536. 2. Оптимизировать монтаж (электросистемы в следствие ее сборки в основном из готовых покупных изделий и комплектующих) …………………………………………………………………….… О0537. 3. Минимизировать запаздывание (в передаче электроэнергии на исполнительные элементы и органы самолета) ……………………….. М0537. 4. Применять автоматы (и автоматические системы в управлении электроагрегатами самолета) ……………………………………..…… П0537. 12.6. Схема подачи энергии к потребителям в самолете Каждая из силовых систем может быть условно разделена на следующие части: 1. Питающую часть, обеспечивающую выработку определенного вида энергии и подачу ее к распределительным устройствам; 2. управляющую часть, распределяющую поток энергии к исполнительным агрегатам; 3. исполнительную часть, преобразующую поданную энергию в механическую в виде поступательного и вращательного движения управляемых агрегатов.

224

Все части системы соединены между собой трубопроводами или проводами и образуют единый энергетический организм самолета. По полезным действиям схемы подачи энергии сформулируем ее функции всех видов. Главная функция: Объединять виды (энергосистем самолета в единую сеть энергетическую систему самолета) … …….……………………………………..О0538. Интерфейсировать схему (подачи всех видов энергии в единую энергосистему) …………………………….……………………………… И0538. Основная функция: Распределять виды (энергии по потребителям в зависимости от ее применения в агрегатах самолета) ……….…………………………… Р0538. Подразделять энергию (по видам ее потребления исполнительными органами) …………………………………………………………… П0538. Второстепенная функция: 1. Питать часть (оборудования и агрегатов определенным видом энергии) …………………………………………………….……………..… .П0539. 2. Исполнять команды (автоматики, управляющей единой энергосистемой самолета) …………………………………………………….. И0539. 3. Преобразовывать энергию (в вид, необходимый для работы всех систем самолета) …………………………………………..………… П0540. 4. Соединять части (энергосистем в одну общую энергетическую работающую систему) ……………………………………….………... С0540. 5. Связывать схемы (энергосистемы между собой трубопроводами или проводами) ……………………………………………………….. С0541. 12.7. Состав гидросистемы самолета и его функции Гидравлическая силовая система самолета включает в себя: 1. Питающую часть – гидробаки, - аккумуляторы, - насосы, клапаны, штуцеры и рабочую жидкость; 2. управляющую часть – краны, клапаны, золотники; 3. исполнительную часть – силовые цилиндры, гидромоторы, гидроусилители. В соответствии с полезными действиями гидросистемы самолета сформулируем ее функции. Главная функция: Оправдывать предназначение (в конструкции самолета по составу системы) …………………………………………………….……… О0542. в составлять состав (гидросистемы из оптимального числа агрегатов и составляющих). Основная функция: Иметь оптимум (состава основных гидроагрегатов, с целью уменьшения массы самолета в целом) ………………………………..… И0542; в минимизировать состав (гидроагрегатов в гидросистеме самолета с целью уменьшения общей массы самолета).

225

Второстепенная функция: 1. Сохранять массу (оптимальную по отношению к массе самолета) ……………………………………………………………………... С0542. 2. Вести управление (силовыми цилиндрами, гидромоторами, гидроусилителями и др.) ……………………………………………….….. В0542. 3. Выполнять работы (по исполнению команд от автоматической системы управления) ………………………………………………..… В0543. 12.7.1. В. Питающая часть гидросистемы. О. Гидробаки питающей части гидравлической системы предназначены для размещения гидрожидкости, подачи ее в исполнительную часть гидросистемы. В баках предусматривают устройства для отстоя, фильтрации и подачи жидкости при отрицательных перегрузках. Гидроаккумуляторы представляют собой цилиндрический или шаровый баллон, внутренняя полость которого разделена на две части упругой резиновой мембраной. Одна полость заполняется азотом, другая заполнена рабочей жидкостью и соединена с сетью. При понижении давления в сети газ расширяется и выталкивает жидкость в систему. Гидронасос преобразует подводимую к нему энергию от привода силовой установки в энергию потока жидкости. Наиболее распространены плунжерные насосы с приводом от двигателей.

Размещать гидрожидкость (питающей части) ……………………Р0543. Подавать жидкость (в исполнительную часть) …………………..П0543; с предусматривать устройства (для отстоя и фильтрации жидкости); а применять фильтрацию (и отстой жидкости для подачи ее в гидросистему при отрицательных перегрузках). Фильтровать гидрожидкость (для использования ее в гидросистемах при отрицательных перегрузках)…….Ф0544. Представлять гидроаккумулятор (как цилиндрический и шаровый баллоны)………..П0544; в делить полость (баллона на две части упругой резиновой мембраной); н заполнять часть (баллона азотом, вторую часть гидрожидкостью); с соединять систему (с сетью); а выталкивать жидкость (в систему); в преобразовывать энергию (с помощью гидронасоса от привода силовой установки пото-

226

12.7.2. В. Управляющая часть гидросистемы. О. Краны управляющей части – осуществляют управление агрегатами прерывистого действия (шасси, закрылки и т.д.), клапаны и золотники – управляют агрегатами со следящим действием (гидроусилители).

12.7.3. В. Исполнительная часть гидросистемы. О. Силовые цилиндры и гидромоторы исполнительной части гидроситемы преобразуют энергию потока жидкости в механическую энергию движения. Гидромоторы представляют собой обращенные гидронасосы.

12.7.4. В. Питающая часть газовой системы. О. Питающая часть газовой системы состоит из баллонов со сжатым рабочим телом, источников энергии, редукторов давления, штуцеров зарядки бортовых баллонов. Баллоны, цилиндрические и шаровые, изготавливают из бесшовных труб и полусфер соответственно, соединенных сваркой.

12.7.5. В. Управляющая часть газовой системы. О. Управляющая часть газовой системы состоит из распределительных дифференциальных кранов, редукторов давления.

ка жидкости); с приводить установку (в движение); а распространять насосы (плунжерные с приводом от двигателей). Осуществлять управление (агрегатами прерывистого действия)… …………………..О0545; в управлять шасси, (закрылками); н использовать клапаны (и золотники в управлении агрегатами со следящими действиями – гидроусилителями). Преобразовывать энергию (потока жидкости в механическую)….П0546; в исполнять работу (по преобразованию энергии); н противопоставлять гидромотор (обращенному гидронасосу). Систематизировать часть (газовой системы в порядке, удобном для эксплуатации)…..С0545; в устанавливать состав (питающей системы из баллонов со сжатым воздухом, редукторов давления, штуцеров зарядки бортовых баллонов); н изготавливать баллоны (цилиндрические или шаровые). Составлять распределитель (газовой системы из дифференциальных кранов, редукторов давления)……………С0546; в дифференцировать часть (газовой системы

227

12.7.6. В. Исполнительная часть газовой системы. О. Исполнительная часть газовой системы состоит из силовых цилиндров, тормозных камер колес шасси, обратных стравливающих клапанов.

по составляющим). Исполнять систему (газовую составом из силовых цилиндров, тормозных камер колес шасси, обратных стравливающих клапанов)…..И0547.

12.8. Трубопроводы систем и их функции Трубопроводы служат для соединения агрегатов и подачи жидкости или газа. В системах самолета применяют жесткие и гибкие трубопроводы. Сформулируем функции трубопроводов систем самолета в соответствии с выполнением полезных действий. Главная функция: Соединять агрегаты (самолета в единую гидро или пневмосистему) ……………………………………………………………………..… С0548. Основная функция: Транспортировать носитель (энергии в виде жидкости или газа) ……………………………………………………………………………..… Т0548. Второстепенная функция: Применять трубопроводы (жесткие или гибкие в зависимости от конструкции ЛА)………………………………………………….……..вт. П0548. 12.8.1. В. Жесткие трубопроводы. О. Жесткие трубопроводы высокого давления выполняют из нержавеющей стали, а низкого давления – из дюралевых труб. От коррозии трубы защищают анодным покрытием.

Выдерживать давление (высокое – нержавеющие трубки; низкое – дюралевые трубки)… ...……………….В0548; с защищать трубопроводы (от коррозии нанесением анодного покрытия). 12.8.2. В. Гибкие трубопроводы. Изгибать трассу (труО. Гибкие трубопроводы (шланги) изготавлива- бопровода без примеют из специальной резины и нескольких слоев нения механизмов и ткалевой или металлической оплетки. приспособлений)…….. …………………И0548; в прорезинивать трубопровод (для герметичности). Укладывать слои (ткалевой или металлической оплетки в тело гибкого трубопровода)…………..У0548.

228

12.8.3. В. Маркировка трубопроводов. О. Трубопроводы топливной системы окрашивают в желтый цвет, масляной – в коричневый, гидравлической – в серый, воздушной – в черный, пожарный – в красный.

Различать трубопроводы (по маркировке и цвету)………….Р0549; в окрашивать трубопроводы (топливный – желтый, масляный – коричневый, гидравлический – серый, воздушный – черный, пожарный – красный).

229

13. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ ИХ ТЕЗАУРУС Проектирование самолетов называют процесс разработки технических материалов (документации), определяющих летно – технические характеристики самолета, его аэродинамическую и конструктивную схему, конструкцию его частей (агрегатов). Итак, сформулируем функции процедуры проектирования самолета. Главная функция: Разрабатывать документацию (на конструкцию самолета по заданным летно – техническим характеристикам) ………….…………….. Р0550. Основная функция: Ставить процесс (разработки технических материалов – документации) …………………………………………………….……………. С0550. Второстепенная функция: 1. Изучать характеристики (процессов разработки технических материалов – документации на конструкцию самолета) ……..………… И0550. 2. Исследовать схему (конструктивных и аэродинамических характеристик и его агрегатов) …………………………………….……….. И0551. 13.1. Этапы проектирования самолетов и их функции Промышленное проектирование самолетов включает в себя: 13.1.1. Предварительное проектирование. 13.1.2. Разработка эскизного проекта. 13.1.3. Разработка рабочего проекта. 13.1.4. Утверждение всей технической и конструкторской документации, подбор предприятия для запуска самолета в производство. По полезным действиям проектирования сформулируем все виды функций. Главная функция: Изучить аналоги (конструкций самолетов и проведение патентных исследований) ……………………………………………………….…. И0552. Исследовать проекты (аналогов и выявить подобные элементы и нововведения) …………………………………………………………….… И0553; н проработать нововведения (заложенные в тактико – технических требованиях заказчика на заказываемый самолет). Основная функция: Организовывать процесс (создания новой конструкции самолета) …………………………………………………………………………….. О0553. Обосновать проектирование (новой конструкции самолета) ………………………………………………………………………………… О0554. Второстепенная функция: 1. Проектировать узлы (вновь вводимых агрегатов или дополнений) ………………………………………………………………………...…… П0554.

230

2. Выполнять эскизы (с предложениями будущей конструкции самолета) ………………………………………………………………………….….. В0554. 3. Разрабатывать проект (рабочий по мере утверждения эскизного проекта комиссией) …………………………………………………………….…. Р0554. 13.2. Предварительное проектирование самолетов и их функции всех видов Предварительное проектирование самолетов включает в себя установление потребности в новом проектируемом самолете, разработку летно – тактических и технических требований к нему и оценку возможности их реализации. Предварительное проектирование выполняется заказчиком нового самолета, выдающим конструкторскому бюро техническое задание на проект самолета, и опытным конструкторским бюро. Для нахождения компромиссных решений при проектировании привлекают критерии боевой эффективности для военных самолетов и экономической – для гражданских. В последние годы как за рубежом, так и в отечественной авиационной промышленности определились два основных критерия для всех видов, типов и назначения самолетов – это функциональность и стоимость. Поэтому сформулируем все виды функций по полезным действиям предварительного проектирования. Главная функция: Установить потребность (в новом проектируемом самолете) ……………………………………………………………………………… У0555. Основная функция: Разрабатывать требования (летно –технические и тактико – технические) ………………………………………………………………. Р0555; в оценивать возможности (реализации предварительного проектирования); с выдавать задание (на проектирование конструкторскому бюро – подрядчику). Второстепенная функция: 1. Привлекать критерии (боевой и экономической эффективности в зависимости от назначения самолета) ……………………….…... П0555. 2. Расчитывать функциональность (и стоимость проекта) ..… .Р0556. 3. Сравнивать соотношение (лимитной стоимости с расчетной по результатам математического моделирования проекта самолета) ……………………………………………………………………… С0555. 4. Моделировать функциональность (и стоимость проекта самолета на ЭВМ) … ………………………………………………………….…М0555. и т.д. 13.3. Эскизное проектирование самолетов Одним из этапов проектирования самолетов является эскизное проектирование, где конструктор вырисовывает эскизы основных узлов и агрегатов

231

самолета, определяет его дизайн, формы и конфигурацию. В эскизное проектирование самолета входит: 1. Определение массы самолета и его частей; 2. компоновка самолета и расчет его центровки; 3. разработка общих видов и компоновочных разрезов и сечений; 4. разработка принципиальных схем систем оборудования, управления и силовых установок; 5. аэродинамический расчет, расчет устойчивости и управляемости; 6. приближенный расчет на прочность основных частей самолета. На основании полезных действий, которые выполняет эскизное проектирование, сформулируем его функции нескольких видов. Главная функция: Представлять вид (будущего самолета) ……………..… П0560. Изображать образ (самолета, необходимого для заказчика) ……………………………………………………………………………… И0561. Основная функция: Прогнозировать конструкцию (самолета, вырисовывая его основные элементы и агрегаты) ……………………………………………. П0562. Второстепенная функция: 1. Определить массу (самолета и его частей в отдельности) ….... О0563. 2. Формировать компоновку (самолета) ……………………….. .Ф0563. 3. Расчитывать центровку (самолета) …………………………… Р0563. 4. Разрабатывать виды (компоновочные размеры и сечения) … .Р0564. 5. Рассматривать схемы (как принципиальные, так и систем оборудования, управления и силовой установки) … ……………………….Р0565. 6. Производить расчеты (аэродинамический, устойчивости и управляемости) ……………………………………………………………… П0565. 7. Выполнять расчеты (приближенный на прочность, априорный на ЭВМ основных частей самолета и специального оборудования по потребности) …………………………………………………………….. В0565 и др. 13.3.1. В. Структура эскизного проектирования. О. Одновременно с разработкой эскизного проекта строится макет самолета в натуральную величину. Для рассмотрения макета заказчик назначает макетную комиссию из различных специалистов. После заключения макетной комиссии, которая рассматривает и утверждает эскизный проект и макет самолета, осуществляют окончательную увязку конструкции с размещением управления и оборудования, уточняют внешние обводы самолета и расчеты самолета на прочность. Изготавливают и продувают в аэродинамических трубах модели и по результатам продувок моделей уточняют аэродинамический расчет, расчет характеристик устойчивости,

Строить макет (самолета по образу и подобию будущего образца в масштабе)…...С0566; в проектировать образец (макета будущего самолета). Представлять натуру (самолета в виде модели)……………..П0566; в вырисовывать модель (в масштабе и натуре с изготовлением образца в летном вари-

232

штопора и флаттера. По результатам продувок анте). уточняют схему самолета, а также весовые рас- Назначать комиссию (для рассмотрения эсчеты и др. кизного проекта и др.).……………Н0566. Утверждать схему (самолета, с уточнением весовых характеристик)..………….У0566. Увязывать конструкцию (с размещением управления и оборудования)………….У0567. Рассчитывать прочность (основных конструкций и вновь вводимых узлов)…..Р0567. Изготавливать модель (самолета)… …………………И0567. Продувать модель (в аэродинамической трубе, с уточнением аэродинамических расчетов, расчетов по устойчивости, штопора и флаттера)……..П0568. и т.д. 13.4. Рабочее проектирование самолета и его функции Рабочее проектирование самолета – это завершающий этап разработки технической документации. Рабочий проект дает все необходимые материалы о летно – технических данных будущего самолета, о его прочности и надежности, все материалы для разработки технологии производства самолета. Рабочее проектирование опытного самолета заканчивается после того, как построенный образец самолета прошел испытания. В этой связи, по полезным функциям этого этапа сформулируем функции рабочего проектирования. Главная функция: Разрабатывать документацию (конструкторско – технологическую и техническую, технические условия и материалы)……..…… Р0569. Давать материалы (летно – технических данных будущего самолета) … …………………………………………………….…….…..Д0569. Основная функция: Завершать процесс (проектирования построением опытного образца – испытаниями) ………………………………..……………….. З0569.

233

1. 2. 3. 4.

Изготавливать образец (самолета для опытов и испытаний) ………………………………………………………………………..…… И0569. Проводить испытания (опытного образца самолета по техническим условиям) …………………………………………..…………… П0569. Второстепенная функция: Разрабатывать процесс (технологический изготовления опытного образца самолета) ……………………………………………..……….…………. Р0570. Изготавливать оснащение (для производства самолета) ..………… И0570. Уточнять трудоемкость (изготовления промышленного образца самолета) ……………………………………………………………………………. У0570. Рассчитывать затраты (на оснащение производства для изготовления самолета) ………………………………………………………………..…. Р0570. 13.4.1. В. Состав рабочего проектирования. О. В рабочее проектирование входит: 1. Разработка чертежей общих видов агрегатов самолета; 2. разработка сборочных и деталировочных чертежей конструкции отдельных агрегатов (частей самолета); 3. уточнение расчетов на прочность всех силовых элементов самолета; 4. уточнение расчетов массы конструкции; 5. проведение исследовательских и экспериментальных работ, связанных с внедрением новых конструкций, материалов.

Выполнять разработки (чертежей на самолет)…….В0571. Производить исследования (и эксперименты с внедрением новых конструкций и материалов)…………..П0571; в разрабатывать чертежи (общих видов агрегатов самолета); н уточнять расчеты (на прочность всех силовых элементов). Сравнивать расчеты (массы конструкции).…………С0572; в внедрять новизну (в конструкцию, материалы и технологию изготовления).

13.5. Общее проектирование самолета и его функции Процесс проектирования нового образца самолета разделяют на два этапа: 1. Общее проектирование самолета; 2. проектирование отдельных частей (агрегатов) самолета. В общее проектирование входят: определение основных параметров самолета и его силовой установки; разработка аэродинамической и конструктивных схем; компоновка и центровка самолета.

234

Сформулируем функции общего проектирования по его полезным действиям. Главная функция: Проектировать самолет (по укрупненным агрегатам) … ………….………………………………………………………………….П0573. Основная функция: Выполнять проектирование (по общему виду самолета и его отдельным частям) ……………………………………………………... В0573. Второстепенная функция: 1. Параметризировать самолет ………………………….……… П0574. 2. Центровать самолет ………………...…………………..……... Ц0574. 3. Компоновать конструкцию (самолета) ………………..……... К0574. 4. Изменять схемы (конструктивные и аэродинамические) …….И0574. 5. Определять параметры (самолета) ……………………..…… О0574. 13.6. Проектирование частей самолета и его функции Проектирование частей самолета продолжает общее поектирование, когда уточняют основные параметры и геометрические размеры этих частей; увязывают конструктивно – силовую схему, проводят расчеты на прочность; уточняют массу конструкции. Сформулируем функции этой процедуры по полезным действиям. Главная функция: Продолжать проектирование (самолета общее, с уточнением основных параметров) …………………………………………………… П0575. Основная функция: Уточнять параметры (самолета и его частей, геометрические и линейные размеры) …………………………………………………….. У0575. Второстепенная функция: 1. Увязывать схему (частей общую и конструктивно – силовую) … ………………………………………………………………………..У0576. 2. Проводить расчеты (на прочность частей самолета) …….…… П0577. 3. Уточнять массу (конструкции различных частей и агрегатов самолета) …………………………………………………………….…….. У0577. 13.7. Методы проектирования и его функции Проектирование выполняют методами подобия, копирования, аналитическим и автоматизированным методом. По полезным действиям сформулируем все виды функций. Главная функция: Применять методы (проектирования) ……………...… П0578; в использовать методологию (и методы). Основная функция: Выбирать методы (проектирования) ………………..… В0578. Второстепенная функция:

235

1. Копировать изделие ……………………………………..…….. К0578. 2. Анализировать проекты (подобные проектируемого самолета) …………………………………………………………..………… А0578. 3. Автоматизировать проектирование (по наличию в базах данных различных сведений и комбинаторных файлов об аналогах) ………………………………………………………………..…… А0579. 13.7.1. В. Метод подобия и копирования общего проектирования. О. По методу, основанному на законах подобия и копирования велось проектирование раньше. По этому методу параметры нового образца самолета получают путем сравнения их со статистическими данными построенных самолетов аналогичного назначения, стараясь спроектировать самолет с лучшими данными, чем у существующих. Такой метод подразумевает плавное изменение параметров и характеристик проектируемого самолета и самолетов – прототипов. Принципиально новые самолеты практически не имеют прототипа.

13.7.2. В. Метод оптимального проектирования. О. Метод оптимального проектирования самолетов – это аналитический метод решения задач о выборе наивыгоднейших параметров самолета конкретного назначения. В основе метода – инженерный поиск параметров и характеристик самолета, наилучшим образом удовлетворяющих выбранному критерию, характеризующему основное качество проектируемого самолета или комплекс ос-

Основывать закон (подобия и копирования).………О0580; в сравнивать варианты (прошлых проектов); н рассматривать аналоги (самолетов, спроектированных ранее или зарубежных аналогов); с улучшать проект (самолета по отношению существующих или аналогов за рубежом); а подразумевать изменение (параметров самолета). Не иметь прототипа (для новых самолетов)…………Н0580; в практиковать новизну (при проектировании новых типов самолетов); н вводить новшества (в проекты современных самолетов) и т.д. Выбирать параметры (самолета, наивыгоднейшие в аналитическом отношении)……..…...В0581; см анализировать варианты (конструкций); в конкретизировать

236

новных его качеств. Одним из таких методов является использование уравнения относительных весов самолета, разработанное ученым – конструктором В.Ф.Волховитиновым.

13.7.3. В. Автоматизированные методы проектирования. О. Автоматизированные методы проектирования самолетов с применением ЭВМ решают задачу оптимального выбора многих параметров самолета. Разработано много методов и методик подробных расчетов, например, на прочность, расчета размерных цепей и других ответственных операций в проектировании самолетов. Применение ЭВМ позволяет во многом автоматизировать процесс проектирования, повысить его качество и сократить сроки проектирования. Примером одной из самых современных систем автоматизированного проектирования может служить система CATIA, разработки французской фирмы Дасье авиасьон и др.

назначение (самолета). Иметь параметры (и характеристики самолета на основе инженерного анализа)…………...И0582; в конкретизировать оценки, (характеризующие основное качество проектируемого самолета); н комплексировать качество (оценок и характеристик проекта); см использовать уравнения (относительных весов самолета); с относить веса (самолетов). Применять ЭВМ (в проектировании самолетов)……..П0583; в решать задачу (оптимального выбора многих параметров); н разрабатывать методики (подробных расчетов); с рассчитывать цепи (размерные); а повышать качество (проектирования, используя ЭВМ); см сокращать сроки (проектирования); в использовать систему (CATIA) и т.д.

13.8. Учебный проект самолета и его функции Учебное проектирование самолета включает в себя эскизный проект в сокращенном и упрощенном виде, а также включает: 1. Разработку летно–тактических требований к проектируемому самолету;

237

2. обоснование возможности реализации предъявленных летно – тактических требований к проектируемому самолету; 3. компоновку и разработку силовой схемы основных частей самолета; 4. приближенную оценку летных свойств спроектированного самолета; 5. разработку конструкции одного из агрегатов самолета; 6. анализ результатов проектирования. Основные виды функций к учебному проекту самолета сформулируем также по полезным действиям. Главная функция: Включать сокращения (и упрощения в проектирование самолета) …………………………………………………..………………...… В0590. Основная функция: Упрощать проектирование (самолета) ………………... У0591. Второстепенная функция: 1. Разрабатывать требования (летно – тактические и технические) ………………………………………………………………………… Р0591. 2. Обосновывать возможность (реализации предъявленных летно – тактических требований) …………………………………………..…... О0591. 3. Компоновать схему (основных силовых частей самолета) …….. К0591. 4. Приближать оценку (летных свойств спроектированного самолета к идеальному случаю) ………………………………………………... П0591. 5. Доводить конструкцию (одного из агрегатов самолета до совершенства) …………………………………………………………………….. Д0591. 6. Анализировать результаты (проектирования самолета) ……… А0591. 7. Сравнивать конструкцию (самолета с серийными образцами) ………………………………………………………………….…..… С0591. 13.9. Требования к проектируемому самолету и их функции Основой разработки требований к проектируемому самолету является его целевое назначение. Комплекс основных требований, предъявляемых к проектируемому самолету, называют тактико – техническими требованиями. По полезным действиям, которые выполняют требования, сформулируем их функции. Главная функция: Знать цель (проектирования) ………………….……..… З0592. Основная функция: Формулировать назначение (самолета) ………..……. Ф0592. Второстепенная функция: Предъявлять требования (к самолету и его отдельным агрегатам) …………………………………………………….………….…… П0593. 13.9.1. В. Тактико – технические требования. О. Тактико – технические требования к проектируемому самолету складываются из летно – тактических, технических и специальных тре-

Складывать требования (к самолету из летно – тактических, технических

238

бований.

13.9.2. В. Задачи проектируемого самолета. О. В начале проектирования рассматривают задачи, которые должны выполняться проектируемым самолетом. При этом нужно знать: 1. Назначение самолета; 2. условия, в которых будет работать самолет; 3. специальные требования к самолету.

13.9.3. В. Летно – тактические свойства проектируемого самолета. О. Летно – тактические свойства проектируемого самолета назначают на основе статистических материалов с учетом современного уровня и перспектив развития авиации. К основным летно – тактическим требованиям – свойствам относятся: ϑ нmax

- максимальная скорость полета на заданной высоте Н; Η пот - высота потолка полета самолета; Lvн - дальность полета на заданной скорости и высоте полета; ϑотр - скорость отрыва самолета;

L p - длина разбега самолета при взлете; ϑпос - посадочная скорость самолета; Lпр - длина пробега самолета при посадке.

и специальных) ……………..П0594; в формировать требования. Решать задачи (поставленные заказчиком самолета) …………..…Р0595. Знать назначение (самолета).…З0595. Исследовать условия, (в которых будет работать самолет)……..….И0595. Специализировать требования (к самолету)…….С0595; в согласовывать выполнение (всех задач и требований, поставленных заказчиком). Назначать свойства (летно – тактические на основе статистических материалов)……..Н0595. Учитывать перспективы (развития авиации)……У0595; в анализировать уровни (современных самолетов и перспективы их развития). Предусматривать данные (проектируемого самолета: ϑ нmax , Η пот , Lvн , ϑотр , L p , ϑпос , Lпр и др.)….……П0595; н закладывать свойства (летно – тактические самолета для выполнения

239

его главной функции и назначения) и др. 13.10. Возможности создания проекта самолета и его функции Возможность создания проекта самолета проверяют с помощью уравнения существования самолета (Болховитинова), которое связывает воедино все свойства спроектированного самолета. Сформулируем все виды функций по полезным действиям. Главная функция: Проверять возможность (создания проектирования и создания самолета по уравнению существования Болховитинова) ……...… П0597. Основная функция: Выявить существование (возможности создания самолета по уравнению Болховитинова) ..…………………………………………… В0597. Второстепенная функция: 1. Связывать свойства (спроектированного самолета воедино) ………………………………………………………………...……... С0597. 2. Рассматривать создание (самолета как связывание воедино всех свойств спроектированного самолета) ……………………..…….. Р0597. 13.10.1. В. Масса самолета. О. Масса самолета (m0) складывается из масс основных частей: mк – масса конструкции; mсу – масса силовой установки; mэк – масса экипажа; mоб – масса оборудования; mвоор – масса вооружения; mт – масса топлива; mгр – масса грузов, отсюда: m0 = mк + mсу + mэк + mоб + mвоор + mт + mгр. 13.10.2. В. Масса конструкции самолета. О. В массу конструкции (mк) самолета входит: mкр – масса крыла; mф – масса фюзеляжа; mоп – масса оперения; mупр – масса управления; mш – масса шасси; mа – масса авионики, тогда

Суммировать массу (самолета из составляющих агрегатов, оборудования, топлива, груза, вооружения)..С0598; в обобщить сложение (масс составляющих самолет с полной нагрузкой); н складывать составляющие (по полной нагрузке самолета по массе). см складывать массу (конструкции самолета из масс составляющих агрегатов и авионики без топлива, то есть сухой вес). Определять массу (конструкции от

240

mк = mкр + mф + mоп + mупр + mш + mа. 13.10.3. В. Масса двигательной установки. О. Масса двигательной установки складывается из сухой массы составляющих конструкции двигательной установки: mтур – масса турбины; mкор – масса корпуса; mi – масса комплектующих изделий; mмг – масса мотогондолы; mвз – масса воздухозаборника, то есть: mд.у. = mтур + mкор + mi + mмг + mвз. 13.10.4. В. Масса топливной системы. О. Масса топливной системы входит в общую массу силовой установки (mсу): mд.у. – масса двигательной установки; mтс – масса топливной системы с топливом (полная нагрузка): mтс = mсу – mд.у. 13.10.5. В. Масса нагрузки. О. Масса нагрузки (грузов) самолета (mн) складывается: mэ – масса экипажа; mоб – масса специального оборудования; mвоор – масса вооружения; mгр – масса грузов, то есть: mн = mэ + mоб + mвоор + mгр.

13.10.6. В. Уравнение существования самолета. О. Взлетная масса самолета выражается суммой: mо = mк + mду + mтс + mн. Если обе части уравнения разделить на массу самолета (mо), то получим уравнения в относительных величинах: 1 = mк + mду + mтс + mн , (13.1) где m к , mду , m тс , mн - относительные массы конструкции самолета, двигательной установки, топливной системы с топливом, нагрузки. Если известны три величины, то по уравнению (13.1) можно определить неизвестную величину.

сложения масс составляющих сухого самолета)…О0600. См Определять массу (сухой конструкции двигательной установки); Соблюдать характеристики (весовые по оптимальным массам составляющих двигательной установки)… …………………С0600. Учитывать массу (в общей массе силовой установки)…….У0600. Считать массу (топлива в единой связке с массой конструкции двигательной установки)……………..С0601. Составлять нагрузки (на самолет из полных масс всех составляющих по тактико – техническим характеристикам и назначению) …………………С0602; в расчитывать нагрузку (самолета по полной массе составляющих и топливу). Осуществлять проект (самолета, если сумма относительных масс меньше единицы)… …………………О0603. Приравнивать сумму (числу меньшего единицы)………….П0603. Вычислять величину (из уравнения существования)……….В0603. Искать сумму (относительных масс меньших единицы)…

241

И если сумма относительных масс в уравнении (13.1) меньше единицы, то проект самолета осуществим, если больше единицы, то проект самолета не имеет смысла.

………………...И0603. Делить части (левую и правую суммы масс на массу самолета mо) …………………Д0603; см расчитывать существование (самолета по формуле относительных масс).

13.11. Выбор схемы самолета и его функции Схема самолета определяется формой, количеством и взаимным расположением основных частей самолета – его крыла, фюзеляжа, оперения и двигателей. От схемы существования зависят аэродинамические, весовые и эксплуатационные характеристики самолета. По полезным действиям выбора схемы сформулируем все виды функций. Главная функция: Располагать части (самолета по форме, количеству и взаимной увязке между собой) ………………………………………………… Р0605. Основная функция: Снижать существование (зависимости от схемы взаимного расположения основных частей самолета) ……………………………... С0605. Второстепенная функция: Рассматривать аэродинамику, (весовые и эксплуатационные характеристики самолета) ………………………...……………………... Р0606. 13.11.1. В. Основные признаки схемы. О. Основной признак схемы самолета создается формой крыла в плане и взаимным расположением крыла и горизонтального оперения, крыла на фюзеляже и т.п.

13.11.2. В. Аэродинамическая схема самолета. О. Аэродинамическая схема самолета определяется взаимным расположением крыла и горизонтального оперения.

Создавать форму (самолета и его частей)… …………………С0606. Изображать самолет (и его части в плане)……...………И0606. Формировать облик (самолета)…….Ф0606; в оценивать форму (частей самолета и их взаимное расположение). Схематизировать аэродинамику (самолета по расположению крыла и горизонтального оперения)…………...С0607;

242

13.11.3. В. «Нормальная» схема. О. Крыло самолета нормальной или классической схемы обтекается невозмущенным потоком, а для оперения поток несколько «испорчен» крылом. Несмотря на это хвостовое оперение обеспечивает хорошую продольную устойчивость и управляемость самолета.

13.11.4. В. Схема «утка». О. Схема «утка» по сравнению с «нормальной» схемой и схемой «бесхвосткой» характеризуется меньшими потерями аэродинамического качества на сверхзвуковых скоростях на балансировку самолета, что дает возможность на неманевренных сверхзвуковых самолетах обеспечивать заданную дальность полета при меньшей массе топлива. Но по ряду характеристик (штопорные, путевая устойчивость) самолеты схемы «утка» хуже, чем самолеты других схем.

13.11.5. В. Схема «бесхвостка». О. Самолет схемы «бесхвостка» имеет меньшие потери аэродинамического качества на балансировку при сверхзвуковых скоростях, чем самолет «нормальной» схемы и меньшую массу конструкции (на 10 –15%), из – за отсутствия горизонтального оперения. Но при взлете и посадке самолет схемы «бесхвостка» уступает самолету «нормальной схемы», так как крыло «бесхвостки» не имеет механизации крыла. Для улучшения взлетно – посадочных характеристик самолета схемы «бесхвостка» увеличивают площадь крыла, что увеличивает массу самолета.

см определять схему (аэродинамическую). Обтекать крыло (невозмущенным потоком)…..…………О0608. «Испортить» поток (для оперения крылом) …………..………И0608; см обеспечивать устойчивость (продольную и управляемость самолета). Характеризовать потери (меньшими, чем у схемы «нормальная» и «бесхвостка»)…..Х0608; в давать возможность (на неманевренных сверхзвуковых самолетах обеспечивать заданную дальность полета); н обеспечивать дальность (полета при меньшей массе топлива). Балансировать самолет (с меньшими потерями аэродинамического качества)…………Б0609. Сохранять балансировку (самолета схемы «бесхвостка» при меньших потерях аэродинамического качества при сверхзвуковых скоростях)……………..С0610; в улучшать качества (аэродинамические); н снижать массу (самолета за счет отсутствия горизонтального оперения). Сравнивать конструкции (самолетов «бесхвостка» и «нормальной» схемы при взлете) …………………..С0611;

243

13.11.6. В. Положение крыла относительно фюзеляжа. О. При выборе положения крыла относительно фюзеляжа по высоте имеются три схемы: высокоплан, низкоплан, среднее расположение крыла.

13.11.7. В. Низкоплан (низкое расположение крыла). О. Низкоплан имеет ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ перед высокопланом: 1. Удобнее крепится и убирается шасси; 2. увеличивается коэффициент подъемной силы – Су при взлете и посадке вследствии эффективного влияния земли; 3. обеспечивается плавучесть при аварийной посадке на воду.

13.11.8. В. Высокое расположение крыла. О. Схема с верхним расположением крыла имеет преимущества: 1. Меньшее сопротивление интерференции; 2. меньшее расстояние от фюзеляжа до земли, что создает ряд эксплуатационных удобств; 3. хороший обзор ВПП из кабины; 4. малая вероятность попадания посторонних твердых частиц в двигатель, расположенном высоко на крыле.

в увеличивать площадь (крыла «бесхвостки» для улучшения взлетных характеристик). Улучшать характеристики (взлетно – посадочные, за счет увеличения площади крыла) ………………..….У0611. Выбирать положение (крыла относительно фюзеляжа в зависимости от назначения самолета)………………...В0611; см иметь схемы: (высокоплан, низкоплан и конструкции со средним расположением крыла). Иметь преимущества (низкоплана над высокопланом)…...……..И0611; в крепить (убирать) шасси (удобнее); в увеличивать коэффициент (подъемной силы – Су при взлете и посадке вследствии эффективного влияния земли); н ощущать эффект (влияния земли); в обеспечивать плавучесть (при аварийной посадке на воду); с сажать самолет (на воду при аварийной ситуации). См иметь преимущества (с верхним расположением крыла). Минимизировать сопротивление (интерференции)…….…...М0612. Уменьшать расстояние (от фюзеляжа до земли)……………..…У0612. в создавать удобство (в

244

13.11.9. В. Среднее расположение крыла. О. Среднее расположение крыла, несмотря на аэродинамические преимущества, редко применяются на самолетах по компоновочным соображениям: крыло проходит в зоне кабины.

13.11.10. В. Форма крыла в плане. О. На самолетах применяются прямые, стреловидные, треугольные крылья, крылья с изменяемой в полете стреловидностью. Форма крыла в плане характеризуется: стреловидностью (χ); сужением (η); удлинением (λ).

13.11.11. В. Прямое крыло в конструкции самолета. О. Прямые крылья имеют угол стреловидности до 15º. Они имеют трапециевидную форму а плане и применяются на дозвуковых самолетах. Прямые крылья малого удлинения и с малой от-

эксплуатации). Обозревать полосу (взлетно – посадочную из кабины без помех) ………………...…О0613. Снижать вероятность (попадания посторонних твердых частиц в двигатель)…….………..С0613. Располагать двигатель (высоко на крыле) ……………………Р0613. Располагать крыло (в среднем положении фюзеляжа реже) ……Р0614. Применять расположение (среднее для установки крыла редко по компоновочным соображениям)...……..П0615; в устанавливать крыло (в среднем положении в зоне кабины реже); Характеризовать форму (крыла в плане: стреловидностью χ; сужением η; удлинением λ)………………..X0615; см применять крыло (прямое, стреловидное, треугольное, с изменяемой стреловидностью). Формировать план (крыла по: стреловидности χ; сужению η; удлинению)…Ф0615. Иметь угол (стреловидности до 15º) И0616; см применять форму (трапециевидную). Использовать форму (крыла трапециевидную

245

носительной толщиной профиля применяются на на дозвуковых самолесверхзвуковых самолетах. тах)……...……….И0617. Уменьшать удлинение (и относительную толщину профиля на сверхзвуковых самолетах)… ………………...…У0618. 13.11.12. В. Стреловидное крыло. Доводить скорость (поО. Стреловидные крылья средних и малых уд- лета самолета до около и линений применяются для самолетов около и сверхзвукосверхзвуковыми скоростями полета. вой)……………....Д0618. 13.11.13. В. Треугольные крылья. Совершенствовать поО. Треугольные крылья со стреловидностью 60 лет (на сверхзвуковых – 65º по передней кромке и относительной тол- скоростях) ……… С0618. щиной профиля 3 – 5% широко применяются на Использовать стрелосверхзвуковых самолетах. Треугольное крыло видность (в виде треобладает меньшей массой и большей жестко- угольных крыльев 60 – 65º)………………И0619; стью. см минимизировать толщину (профиля крыла до 3 – 5%); н снижать массу; с увеличивать жесткость. 13.11.14. В. Основные параметры оперения. Назначать параметры О. Основные геометрические параметры опе- (оперения по самолету – рения проектируемого самолета в учебном про- прототипу или по соотектировании назначают по самолету – прототи- ношению Sго/Sкр; Sво/Sкр) пу, статистике или по соотношению: Sго/Sкр; ……………………Н0619. Sво/Sкр Параметризировать геометрию (оперения по по самолету – прототипу или по соотношению Sго/Sкр; Sво/Sкр)…П0620; в типизировать параметры (оперения по соотношению: Sго/Sкр; Sво/Sкр) и т.д. 13.11.15. В. Расположение оперения на самолете. Определять назначение О. Расположение оперения на самолете опреде- (самолета) ……… О0620. ляется: назначением самолета, его аэродинами- Схематизировать аэроческой схемой, расположением двигателей. динамику (самолета)… ……………………С0620; в располагать (размещать) двигатели (в зависимости от аэродина-

246

13.11.16. В. Параметры фюзеляжа. О. Форму поперечного сечения фюзеляжа и его удлинения для проектируемого самолета следует назначать по самолету – прототипу и статистике для фюзеляжей самолетов, подобных проектируемому.

13.11.17. В. Выбор типа двигателей. О. Тип двигателей, их количество и расположение на самолете определяются его аэродинамической и конструктивной компоновкой. В учебном проекте подбор типа двигателей, их количество и расположение целесообразно решать на основе самолета – прототипа и анализа статистики.

13.11.18. В. Выбор параметров двигателей. О. Выбор параметров двигателей проводят по двигателям самолета – прототипа и статистических данных по двигателям данного типа.

мической схемы); н создавать дизайн (самолета); с обеспечивать качества (аэродинамические). Подбирать удлинение (фюзеляжа по самолету – прототипу)………П0621. Учитывать подобие (форм самолетов – прототипов и статистики)… ……………………У0621. Согласовывать сечение (поперечное, с удлинением фюзеляжа)……С0621; см назначать сечение (фюзеляжа и его удлинение по аналогу). Предопределять конструкцию (и тип самолета, а также его назначение) ……………………П0622; в подбирать тип (двигателей, в зависимости от требований заказчика). Компоновать конструкцию (самолета двигателями, в зависимости от заложенных в техническое задание на проектирование тактико – технических требований)………………К0622; в решать вопрос (целесообразности установки или выбора двигателя в зависимости от ТТТ); н анализировать статистику (при подборе и выборе двигателей). Набирать статистику (по двигателям, используемым на самолетах – прототипах)……..Н0623; в использовать статистику (при подборе дви-

247

13.11.19. В. Относительная масса конструкции. О. Относительная масса конструкции проектируемого самолета определяется по статистическим коэффициентам:

mк = mкр + mф + mоп + mупр+mузла+ mш

где m кр = 0,10 – 0,13 – относительная масса крыла; m ф = 0,07 – 0,12 – относительная масса фюзеляжа; m оп = 0,020 – 0,025 – относительная масса оперения; m упр = 0,02 – 0,015 – относительная масса управления; m узла = 0,03 – 0,455 – относительная масса узла поворота крыла; m ш = 0,04 – 0,06 – относительная масса шасси; m к = 0,25 – 0,35 – относительная масса конструкции самолета.

гателей и выборе их параметров); н проводить выбор (параметров по статистическим данным самолетов – аналогов или прототипов). Обобщать массу (конструкции по статистическим коэффициентам)… ……………………О0624. Связывать массу (конструкции с относительной массой, определяемой уравнением существования и статистическим коэффициентом)… ……………………С0625. Относить коэффициенты (статистические к проектируемому самолету, исходя из уравнения существования)… О0625; в рассматривать коэффициенты (статистических данных по конструкциям самолетов с позиции относительной массы). Предугадывать целесообразность (конструкции самолета по статистическим коэффициентам)… ……………………П0626.

13.12. Компоновка и центровка самолета и их функции Компоновка самолета – это процесс взаимной пространственной увязки частей самолета, их формы и конструктивно – силовой схемы с размещением двигателей, экипажа, оборудования, вооружения, основных грузов и снаряжения. Компоновку выполняют после определения геометрических размеров частей самолета и вычерчиванием самолета в трех проекциях. Под процессом центровки самолета понимают отыскание такого размещения всех грузов на самолете, которое обеспечивает строго определенное положение центра тяжести (Ц.Т) самолета в течение всего полета.

248

По полезным действиям этих технических процедур сформулируем все виды функций. Главная функция: Формировать образ (самолета с взаимоувязкой всех частей и агрегатов) ……………………...…………………………………………. Ф0626. Основная функция: Увязывать части (самолета с формой, конструктивно – силовой схемой размещения агрегатов и оборудования) ……...…………… У0626. Второстепенная функция: 1. Вычерчивать самолет (в трех проекциях) …………………….… В0626. 2. Центровать конструкцию (методами размещения всех видов оборудования и грузов) ………………………………………..…………..… Ц0626. 3. Определять центр (тяжести) ……………………………………... О0627. 4. Обеспечивать положение (центра тяжести) …………………….. О0628. 13.12.1. В. Компоновка самолета. О. Принято различать аэродинамическую и конструктивную компоновку самолета. Аэродинамическая, конструктивная компоновка, центровка самолета представляют собой единый процесс, во время которого увязывается взаимное расположение основных агрегатов самолета, силовая схема, конфигурация, разъемы, люки и пр.

13.12.2. В. Аэродинамическая компоновка самолета. О. Аэродинамическая компоновка – это формирование внешних обводов самолетов, выбор размеров, очертаний и взаимного расположения крыла, фюзеляжа, оперения, двигателей, взлетно – посадочных и др. устройств, обеспечивающих возможность наилучшего выполнения поставленной задачи.

Различать компоновку (аэродинамическую и конструктивную самолета)………..……Р0629. Представлять процесс (аэродинамической, конструктивной компоновки и центровку самолета как единый)……....П0629. Увязывать расположение (основных агрегатов самолета) ………………..У0629; в компоновать самолет (в соответствии с ТТТ и требованиями заказчика). Формировать обводы (внешние самолета)…….…….…Ф0629. Выбирать размеры (и очертание самолета, и агрегатов)……..В0629. Располагать агрегаты (взаимосвязанно друг с другом: крыло, оперение с фюзеляжем и взлетно – посадочных агрегатов)..Р0630;

249

13.12.3. В. Конструктивная компоновка самолета. О. Конструктивная компоновка – это формирование конструкции самолета в заданных габаритах и размещение грузов, экипажа, топлива, оборудования и пр. С обеспечением необходимой центровки, разработки его силовой схемы, обеспечение прочности и работоспособности конструкции, обеспечение наилучших возможностей ее изготовления и эксплуатации.

13.12.4. В. Что обеспечивает аэродинамическая компоновка. О. Аэродинамическая компоновка должна обеспечить: 1. Получение аэродинамических и геометрических характеристик для расчетов, обеспечивающих заданные летно – тактические данные самолета при наименьших размерах и массе самолета; 2. необходимую устойчивость и управляемость самолета в полете; 3. возможность создания конструкции, удовлетворяющей условиям прочности, жесткости; 4. возможность получения объемов фюзеляжа, крыла, достаточных для размещения экипажа, грузов, пассажиров, оборудования и т.д.

см обеспечивать возможность (наилучшего выполнения поставленных задач). Ставить задачи (перед самолетом).С0630. Воплощать проект (самолета в конструктивном формировании его образа и индивидуальности)…..В0630; см формировать конструкцию (самолета). Проектировать схему (расположения силовых узлов и директивный техпроцесс изготовления)……..П0630; в оптимизировать размещение (всех необходимых агрегатов, узлов и оборудования самолета); см разрабатывать схему (силовую, схему увязки и др.); н производить расчеты (на прочность, трудоемкости изготовления и др.). Получать характеристики (аэродинамические и геометрические) ...П0631; в расчитывать данные (летно – тактические при наименьших размерах и массе самолета). Обеспечивать устойчивость (и управляемость самолета в полете)……….…..О0631. Достигать возможность (создания конструкции прочной, же-

250

13.12.5. В. Что обеспечивает конструктивная компоновка. О. Конструктивная компоновка самолета должна обеспечивать: 1. Возможность создания конструкции необходимой прочности и жесткости при наименьшей массе самолета; 2. удобство размещения экипажа и возможность выполнения поставленной задачи; 3. рациональное размещение оборудования и вооружения; 4. размещение расходуемых грузов ближе к центру тяжести самолета, чтобы изменение массы не влияло на центровку самолета; 5. наилучшие возможности для обслуживания самолета, его оборудования и вооружения в эксплуатации; 6. наилучшую технологичность изготовления самолета; 7. наилучшую ремонтную технологичность; 8. возможность аварийного покидания военного самолета в воздухе, а пассажирского самолета через аварийные люки – двери при вынужденной посадке.

сткой и легкой) ………………..Д0631. Изображать фюзеляж (объемным, достаточным для размещения экипажа, грузов, пассажиров, оборудования и запасов топлива)……………И0621. Создавать конструкцию (самолета в соответствии с требованиями заказчика)… …….…………С0622; в выполнять самолет (необходимой прочности и жесткости при наименьшей массе); н размещать авионику, (экипаж, оборудование для выполнения поставленной задачи перед самолетом). Рационализировать размещение (специального оборудования и вооружения)...Р0622. Центровать самолет (размещением грузов – расходуемых, оборудования и пр.)..Ц0622; в обслуживать самолет (в наилучших условиях). Улучшать технологичность (изготовления, обслуживания и ремонта самолета)… ……………...…У0622. Исключать ситуации (как аварийные в воздухе)……………..И0623. Предусматривать люки – двери (аварийные для покидания

251

13.12.6. В. Центровка самолета. О. Под центровкой самолета следует понимать процесс отыскания такого положения по размещению грузов на самолете (в конструктивном плане), которое обеспечит положение центра тяжести самолета даже при уменьшении расходуемых грузов (например, дополнительного топлива и отстреливаемых баков) в течении всего полета самолета.

13.12.7. В. Положение центра тяжести самолета. О. Центровка самолета определяется положением центра тяжести самолета относительно носка (в) средней аэродинамической хорды (САХ) и выражается в процентах САХ:

Х ц.т =

Х цт всах

⋅100% ,

где Хц.т – расстояние центра тяжести самолета от носка в САХ. Различают предельно переднюю и предельно заднюю центровки.

13.12.8. В. Предельно – передняя центровка. О. Предельно-передняя центровка определяется условиями возможности балансировки самолета при посадке или при маневре («запасом рулей на посадку или маневр»).

13.12.9. В. Предельно – задняя центровка. О. Предельно-задняя центровка определяется условиями сохранения продольной устойчиво-

самолета в воздухе)… ..……………….П0623. Компоновать конструкцию (по размещению грузов и оборудования, с учетом сохранения центра тяжести самолета неизменным) ………………К0624; в отыскивать положение (по размещению оборудования и грузов на самолете). Центровать тяжесть (самолета при уменьшении расходуемых грузов)………...Ц0625. Центровать самолет (по положению центра тяжести относительно носка в средней аэродинамической хорды) ………Ц0626; в определять положение (центра тяжести); н выражать хорды (в процентах САХ:

Х ц.т =

Х цт всах

⋅100% ).

Различать центровку (предельно переднюю и предельно заднюю) …………………Р0627. Балансировать самолет (при посадке или маневре)….Б0627; в определять условия (возможности балансировки); н «запасать рули (на посадку или маневр»). Сохранять устойчивость (продольную самолета в полете)

252

сти самолета в полете. Для обеспечения статической продольной устойчивости самолета необходимо, чтобы его центр тяжести находился впереди фокуса.

13.12.10. В. Диапазон центровок самолета. О. Расстояние от предельно передней до предельно задней центровки определяет диапазон (разбег) центровок. Диапазон выбирается при учебном проектировании из статистических данных для выбранной схемы самолета. Диапазон центровок составляет 2 – 6%. 13.12.11. В. Порядок расчета центровки самолета. О. Центровка самолета определяется для различных вариантов загрузки самолета. Предварительно намечают положение центра тяжести отдельных частей и грузов, составляющих массу самолета. Центр тяжести крыла (оперения) принимают на расстоянии (0,38 – 0,42) l ср от носка средней хорды. Центр тяжести фюзеляжа принимают на расстоянии 0,4 l ср от передней части фюзеляжа. На боковой проекции самолета, вычерченной в масштабе, наносят точки, соответствующие центру тяжести отдельных агрегатов, узлов и т.д. Затем подсчитывают моменты каждого груза относительно передней точки фюзеляжа. Составляют весовую ведомость. Полученную сумму (∑mгр χ гр) делят на сумму масс грузов (∑mгр), что и дает расстояние ( χ ) центра тяжести самолета от передней точки фюзеляжа: χ=

∑ m гр χ гр . ∑ m гр

Так как положение носка (в САХ) средней аэродинамической хорды относительно выбранной точки отсчета, то есть ( χ САХ) и величина в

……………..…С0627. Размещать центр (тяжести самолета впереди фокуса)…………….Р0628; см обеспечивать устойчивость (продольную); в идеализировать центровку (предельно заднюю). Выбирать диапазон (центровок)…В0628; в определять диапазон [(разбег) центровок]; н проверять данные (статистические); с составлять диапазон (2 – 6%). Намечать положение (центра тяжести отдельных частей и грузов самолета)…Н0628. Принимать центр (крыла оперения на расстоянии (0,38 – 0,42) l ср от носка средней хорды)……………П0628. Располагать центр (тяжести фюзеляжа на расстоянии 0,4 l ср от передней части фюзеляжа)……..……...Р0629. Наносить точки (соответствующие центру тяжести отдельных агрегатов, узлов и др.)……………Н0629. Подсчитывать моменты (каждого груза относительно передней точки фюзеляжа)……………П0629.

253

САХ известны, то центровку относительно САХ определяют по формуле: χ - χ сах χ ц.т = ⋅100%. всах Если положение центра тяжести окажется вне намеченного эксплуатационного диапазона центровок, то следует поправить центровку.

Составлять ведомость (весовую) ………………..С0629. Делить сумму (масс грузов ∑mгр χ гр на сумму масс грузов ∑mгр)…………Д0629; в вычислять расстояние (центра тяжести самолета от передней точки фюзеляжа: χ=

13.12.12. В. Исправление центровки самолета. О. Исправление центровки может быть осуществлено тремя способами (или их комбинацией): 1. Изменением компоновки, то есть перемещением различных грузов. При этом переднюю центровку направляют перемещением грузов назад, а заднюю – перемещением грузов вперед; 2. изменением положения крыла относительно фюзеляжа, так как с перемещением крыла перемещается и САХ; 3. изменением стреловидности крыла с сохранением положения корневой хорды.

∑ m гр χ гр ); ∑ m гр

н применять формулу (для определения центровки относительно САХ: χ - χ сах χ ц.т = ⋅100%). всах Поправить центровку (в случае положения тяжести вне намеченного эксплуатационного диапазона центровок)…....П0630; см скорректировать центровку. Исправлять центровку (самолета)………….…Н0630; в изменять компоновку; н перемещать грузы; с направлять перемещение (грузов назад – для передней центровки; вперед – для задней). Менять положение (крыла относительно фюзеляжа)……М0630; см изменять стреловидность (крыла с сохранением положения корневой хорды);

254

см перемещать САХ, (так как с перемещением крыла перемещается и средняя аэродинамическая хорда). Направлять центровку (перемещением грузов и оборудования)…………Н0631. 13.13. Оценка летных данных спроектированного самолета и ее функции После определения взлетной массы самолета его основных размеров, проведения компоновки и центровки надо определить его основные летные свойства и проверить, удовлетворяет ли спроектированный самолет предъявленным к нему основным летно – техническим требованиям. Сформулируем функции оценки по полезным действиям. Главная функция: Оценивать данные (спроектированного самолета по результатам моделирования самолета) …………………………………….…….. О0632. Основная функция: Делать заключение (о конструкции самолета в части пригодности проекта)…………………………………………………….…….… Д0632; в определять свойства (самолета: компоновки, центровки, летные и тактико – технические); н проверять массу, (размеры, компоновку, центровку, основные летные свойства). Второстепенная функция: Подготовить проект (на заключение экспертной комиссии заказчика) ……………………………………………………...…………..П0633. Заключить договор (подряда на запуск самолета в производство) …………………………………………………………………….…. З0633. Выдать условия: (технические, поставки конструкторской документации заводу – изготовителю и др.) ………………………...…. В0633. 13.14. Принципы разработки конструкции агрегатов самолета и его функции Агрегаты самолета (крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, фюзеляж, закрылок, руль и др. агрегаты) разрабатываются по следующим параметрам: 1. Определяются геометрические характеристики; 2. определяются нагрузки на агрегат; 3. выбирают конструктивно – силовую схему; 4. строят эпюры сил и моментов;

255

5. 6. 7. 8.

рассчитывают силовые элементы на прочность; подбирают сечение конструктивных элементов; вычерчивают конструкцию агрегата; обосновывается и дается характеристика применяемых материалов. Сформулируем функции принципов разработки по их полезным действиям. Главная функция: Структурировать агрегаты (самолета по приоритету и иерархии расположения) …………………………………………………...….. С0634; в рассматривать последовательность (разработки по принципу новизны и приоритету агрегатов). Основная функция: Соблюдать закономерность (проектирования и традиции авиационной промышленности) ………………………………………… С0635. Учитывать опыт (проектирования самолетов и предыдущие разработки) ……………………………………………………………..… У0635. Второстепенные функции: 1. Определять характеристики (геометрические, нагрузки на агрегат) …………………………………………………………….……….. О0636. 2. Выбирать схему (конструктивно – силовую) ………….……… В0636. 3. Строить эпюры (сил и моментов) ……………………….…….. С0636. 4. Рассчитывать элементы (силовые на прочность) …………… Р0636. 5. Подбирать сечения (конструктивных элементов) ……………. П0636. 6. Вычерчивать конструкцию (агрегата) ……………………….. В0637. 7. Обосновывать характеристики (применяемых материалов) ……………………………………………………………………... О0637. 8. Давать обоснование (применяемым материалам) ……………. Д0637. 13.15. Анализ результатов проектирования самолетов и его функции В заключении проектирования надо произвести оценку спроектированного самолета и сделать заключение с существующими аналогами – самолетами, проанализировать преимущества, которые, на взгляд главного разработчика (главного конструктора), имеет спроектированный самолет по летным, техническим, тактическим и эксплуатационным данным. Экспертная комиссия во главе с главными заказчиком и конструктором делает вывод о соответствии летно – технических и эксплуатационных данных спроектированного самолета комплексу требований, которые были к нему предъявлены. Сформулируем все виды функций к этому этапу (анализу) проектирования по полезным действиям. Главная функция: Оценить проект (самолета) …………………………….. О0638.

256

1. 2. 3. 4. 5.

Проанализировать результаты (проектирования самолета) …………………………………………………………………………..… П0638. Основная функция: Сравнивать объект (проектирования с существующими самолетами – аналогами) …………………………………………….……..… С0638. Делать выводы (о пригодности спроектированного самолета требованиям заказчика) ………………………………………………….. Д0638. Второстепенные функции: Принимать решение (об изготовлении опытного образца самолета) …………………………………………………………………………….. П0639. Дорабатывать чертежи (по заключениям заказчика или экспертной комиссии) ……………………………………………………….……………… Д0639. Считать трудоемкость (и лимитную стоимость на изготовление опытного образца) ………………………………………………………………….. С0640. Моделировать затраты (на проектирование и изготовление по сравнению с лимитной стоимостью самолета) ………………………………...…….. М0640. Заключать обязательства (на поставку самолета потребителям) ………………………………………………………………...……………З0640.

257

14. ТЕЗАУРУС НА ОБЪЕКТЫ ОБЩЕГО И СРЕДНЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ К объектам общего и среднего машиностроения следует относить летательные аппараты разового пользования: ракеты, самолеты, управляемые снаряды, бомбы и др. В данном разделе дадим краткие характеристики некоторым видам названной техники по укрупненным блокам и агрегатам, более или менее сходными с самолетами. 14.1. Ракетоносители и их функции К ракетоносителям тяжелого и среднего класса следует относить летательные аппараты разового действия (хотя в последние годы теоретически существуют ракетоносители и многоразового действия, только пока они практически не применяются, из – за высокой стоимости в изготовлении и несовершенства), которые обеспечивают вывод в космическое пространство космических объектов. Ракетоносители по классической схеме состоят из нескольких блоков: первый блок А, который обеспечивает преодоление земного тяготения и выводит всю ракету на определенную высоту в течение 90 секунд работы; второй блок Б, который развивает (увеличивает) скорость подъема ракеты, полученной от блока А и в течение 75 – 90 секунд поднимает космический комплекс еще на определенную высоту до момента включения блока В – третьей ступени ракетоносителя, который обеспечивает преодоление земного тяготения практически полностью. Далее, разгонный блок Г обеспечивает вывод на околоземную орбиту космического объекта и придает ему первую космическую скорость – 7,91 км/сек. При необходимости получения второй космической скорости и отрыва космического объекта от орбиты искусственного спутника Земли, включается 4й разгонный блок Д, который развивает скорость 11,19 км/сек, а далее и 16,7 км/сек, для отрыва космического объекта от орбиты Земли и притяжения солнечной системы, и дальнейшего полета в глубокий космос. Сформулируем некоторые функции ракетоносителя по полезным действиям, которые он выполняет. Главная функция: Преодолевать притяжение (земное) ……………...…… П0650. Основная функция: Выводить объект (в космическое пространство) ……… В0650. Второстепенные функции: 1. Размещать блок (головной и разгонный) ……………………...… Р0650. 2. Содержать топливо (и окислитель) ……………………………… С0560. и др. 14.1.1. В. Назначение блока «А» первой ступени. О. Первый блок ракетоносителя (А) обеспечивает отрыв основной массы ракетного ком-

Отрывать массу (ракетоносителя по вертикали от притяжения Земли)…………О0651.

258

плекса от притяжения Земли и придает всему ракетному комплексу разгон по вертикали до стратосферы в течение 90 секунд полета. 14.1.2. В. Назначение межблоковой фермы. О. Межблоковая ферма служит разграничением и физическим барьером между двумя блоками, работающими одновременно в течение 10 – 15 секунд до набора вышестоящего блока 100% мощности, после чего происходит отстреливание нижестоящего блока вместе с переходной фермой. 14.1.3. В. Назначение второго блока (Б) ракетоносителя. О. Второй блок ракетоносителя (Б) предназначен для дальнейшего разгона ракетного комплекса, после получения предварительного скоростного импульса от блока А. Работает блок Б в течение 90 секунд и включается за 15 секунд до отключения блока А. Эта процедура обосновывается тем, что силовые установки блока «Б» за 15 секунд совместной работы с блоком «А» набирают мощность до 100%. 14.1.4. В. Силовая установка ракетоносителя. О. Силовая установка ракетоносителя состоит из комплекса ракетных двигателей, установленных по спаренной схеме. Мощность двигателя определяется в зависимости от назначения носителя и массой всего комплекса, а именно, от нескольких тонн до десятков тысяч тонн тяги.

14.1.5. В. Блок «В» ракетоносителя и его назначение. О. Блок «В» является третьей ступенью ракетоносителя, работает также автономно как ступени первая и вторая. Также как блок «Б» включается за 10 – 15 секунд до окончания работы блока «Б». Набрав мощность от 75% до 100%, блок «Б»

Осуществить разгон (ракетоносителя по вертикали)…….О0652. Разграничивать блоки (в момент одновременной работы двух блоков) ……….Р0653. Соединять блоки (с образованием ракетного комплекса) ...С0653. Подхватывать разгон (ракетного комплекса) …………………П0653. Разгонять комплекс (ракетный по вертикали +)………….……Р0654. Усиливать импульс (скоростной)…..У0654; в доводить мощность (до максимума); н выполнять задачи, (поставленные перед ракетоносителем). Создавать тягу (реактивную)………..С0654. Преобразовывать энергию (взрыва) …………………П0654; н определять мощность (силовой установки). Образовывать установку (силовую из комплекса ракетных двигателей)……О0654; в спаривать двигатели (для усиления реактивной тяги). Развивать ускорение (ракетно – космического комплекса)….Р0655; в совершенствовать полет (в пределах атмосферы) и т.д.

259

отстреливается и блок «В» начинает работать в автономном режиме, придавая ракетно – космическому комплексу очередное ускорение. 14.1.6. В. Блок «Г» ракетоносителя. О. Блок «Г» находится в головном блоке ракетоносителя и называется разгонным блоком. Он включается в околокосмическом пространстве и служит для разгона основного головного блока для вывода его в космическое околоземное пространство. В этом блоке (Г) баки горючего и окислителя изготавливаются по модели тора и называются торовыми баками. Принцип устройства двигателей тот же, что и на основных блоках, только меньшей мощности.

14.1.7. В. Межбаковые отражатели и их назначение. О. Межбаковый отражатель устанавливается в верхней части блоков и изготавливается из жаропрочных материалов с целью сохранения баков от газовой струи вышестоящего блока, когда два блока работают одновременно.

14.1.8. В. Ракетные баки горючего. О. Ракетные баки горючего выполняются в нескольких вариантах и могут быть несущими баками и баками пассивными. Несущие баки выполняют роль корпуса ракеты и они наиболее экономичны с позиции уменьшения массы ракеты. Баки горючего выполняются также в виде шаров и называются пассивными, так как они не являются несущими, в чем проигрывает масса ракеты, а соответственно теряется масса полезного груза, выводимого в космическое пространство. Суть конструкции шарообразных баков состоит в том, что технология их изготовления на-

Развивать скорость (головного блока, близкую к первой космической скорости)… …………………Р0656; в выводить объект (на околоземную орбиту); н изготавливать баки (торовыми для экономии объема и уменьшения массы, а также улучшения летных характеристик); с улучшать характеристики (и снижать массу головного блока); см снижать массу (головного блока). Защищать баки (нижестоящего блока от горячей газовой струи) ………………..З0656; в отражать струю (горячих газов работающего блока); н обеспечивать пожаробезопасность (нижестоящего блока). Содержать горючее (ракетоносителя)………..…… С0656. с снижать массу (ракетоносителя за счет конструкции несущих баков); а представлять корпус (ракеты одновременно с размещением горючего); с хранить горючее (с постоянной пониженной температурой без

260

много проще, чем изготовление баков несущей конструкции. Но есть одно преимущество – они менее взрывоопасны и пожароопасны, а также в шарообразных баках охлажденное горючее может храниться длительное время без дополнительного залива.

14.1.9. В. Баки окислителя и их назначение в конструкции ракеты. О. Баки окислителя служат для размещения в теле ракеты жидкого кислорода, так как конструкция ракетного двигателя такова, что он работает на смеси «керосин – кислород» (ракетоносителя). Прямая подача керосино – кислородной смеси в десятки тысяч раз повышает тягу ракетного двигателя по сравнению с авиационным двигателем. Поэтому окислитель горючего для ракетных двигателей размещается на борту ракетоносителя в кислородных или иных баках, в зависимости от вида окислителя (кроме кислорода для окисления горючего применяются и другие виды окислителя – это азотная кислота, продукт «АЖ» и «ГГ»).

подкачки). Размещать горючее (в теле ракеты)….Р0657; а упрощать технологию (изготовления баков горючего в виде шаров); с охлаждать горючее (однажды и поддерживать его температуру за счет теплоизоляции шарообразных баков); а поддерживать температуру (горючего длительное время без наддува и подкачки); н выбирать конструкцию (баков горючего в зависимости от назначения ракетоносителя). Содержать продукт (окисления горючего в теле ракеты)….С0658; в поддерживать интенсивность (окисления горючего и работы двигателя ракеты); н увеличивать эффект (образования горючей смеси и создания реактивной тяги); с создавать мощность (ракетного двигателя); а усиливать горение (топлива в камере сгорания ракетного двигателя); с сохранять автономность (работы двигателя в безвоздушном пространстве); см иметь запас (окислителя в безвоздушном пространстве для обеспечения работы ракет-

261

14.1.10. В. Общая компоновка и назначение головного блока ракетоносителя. О. Головной блок – это в основном космический объект или объект оборонного назначения, который обязательно попадает в космическое пространство для выполнения поставленных задач перед объектом, размещенным в головном блоке. В состав головного блока по укрупненным агрегатам входят: раскрываемый обтекатель; космический объект; разгонная установка; тормозная установка и корректирующая установка. На более мелкие агрегаты делить далее головной блок не следует. 14.1.11. В. Общее назначение тяжелого ракетоносителя. О. Тяжелый ракетоноситель обеспечивает доставку в космическое пространство тяжелых искусственных спутников, спутников связи, геодезических спутников, спутников спецсвязи, спутников по линии министерства обороны и др. Тяжелый ракетоноситель размещается накануне запуска ИСЗ на стартовой позиции и готовится к запуску несколько суток. Предварительно тяжелый ракетоноситель проходит все наземные испытания на функционирование систем заправки, систем управления и других систем, обеспечивающих успешный запуск. Далее, за одни сутки до запуска ракетоноситель заправляют горючим и окислителем и осуществляют постоянный контроль, вплоть до запуска, всех систем жизнеобеспечения ракетоносителя и др.

14.1.12. В. Наземные коммуникации ракетного комплекса и их функциональное назначение. О. Наземные коммуникации – это сложный инженерный комплекс, обеспечивающий полную подготовку к запуску тяжелого ракетоносителя. Это инженерные помещения с электронным оборудованием; лаборатории комплексных испытаний и моделирования полета; комплекс заправочных станций окислителем и горючим и др.

ного двигателя). Выполнять задачи (поставленные перед объектом).……В0659; в выводить объект (различного назначения в космос); н доставлять грузы (в космическое пространство);

Осуществлять доставку (космических объектов в космос в соответствии с программой)……………О0660; в преодолевать притяжение (земное); н устанавливать ракетоноситель (на стартовой позиции); с проверять системы (жизнеобеспечения ракетоносителя); а анализировать готовность (ракетоносителя к старту); в проводить испытания (всех систем ракетоносителя в условиях стартовой позиции); с заправлять ракетоноситель (топливом и окислителем). Осуществлять обслуживание (ракетоносителя перед стартом)… …………………О0661. Испытывать комплекс (ракетнокосмический по предполетной программе)… ………………….И0662.

262

Подготавливать запуск (ракетоносителя по комплексной программе испытаний)… …………………П0662. Обслуживать ракетоноситель (перед стартом и в момент запуска)……………...О0663. Готовить ракету (к комплексным испытаниям)…………...Г0662.

263

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ 1. Сформулируйте, что такое функционально-стоимостной анализ (ФСА) и функционально-стоимостная инженерия? 2. Что рассматривает и содержит (кратко) методология ФСИ и ФСА? 3. Сформулируйте понятие функции с позиции ФСИ и полезного действия. 4. Правила формулирования технологической функции. 5. Состав тезауруса? 6. Форма представления тезауруса? 7. Последовательность формулирования технологической функции? 8. Исходные данные для формулирования технологической функции по конструкции самолета? 9. Что такое полезное действие, свойство или состояние системы (объекта, изделия продукта)? 10.Сформулируйте главную функцию самолета. 11.Сформулируйте главную функцию фюзеляжа. 12.Сформулируйте главную функцию крыла. 13.Сформулируйте главную функцию силовой установки (двигателя). 14.Сформулируйте главную функцию гермокабины экипажа. 15.Сформулируйте главную функцию гидросистемы шасси. 16.Сформулируйте главную функцию топливной системы. 17.Сформулируйте главную функцию центроплана. 18.Сформулируйте главную функцию бак-кессона крыла. 19.Сформулируйте главную функцию руля высоты. 20.Что такое центр тяжести самолета (ЦТ)? 21.Как разузловать схему самолета по-агрегатно по принципу иерархии его построения? 22.Назначение оперения и его функция? 23.Чем отличается конструкция самолета типа «бесхвостка» от классической схемы самолета? 24.Назовите силовые элементы крыла и оперения, и есть ли у них различие с конструктивной точки зрения? 25.Флаттерωэто явление, эффект или конструктивная особенность? 26.Бафтинг оперения? 27.Колебания «Шимми» и причины возникновения? 28.По какому принципу рассчитывается конструкция крыла? 29.Для какой цели устанавливается гондола и ее функция? 30.Виды энергосистем самолета и их особенности с точки зрения использования носителей энергии? 31.Требования к трубопроводам, работающим в среде «Оксид»? 32.Что такое эскизное проектирование самолета и его функции? 33.Рабочее проектирование, отличие от эскизного? 34.Виды силовых установок? 35.Виды движителей? 36.Требования к конструкции самолета с позиции полезного действия?

264

37.Можно ли моделировать конструкцию самолета на ЭВМ и в каких современных системах? 38.Центровка самолета и ее главная функция? 39.Проводится ли апостериорный анализ конструкции самолета? 40.Как оценить летные данные спроектированного самолета? 41.Как оценивается целесообразность проектирования новой конструкции самолета? 42.Функции ракетоносителя? 43.С какой целью ракетоноситель членится на блоки А, Б, В и т.д.? 44.Функции головного блока ракетоносителя?

265

ЗАКЛЮЧЕНИЕ Конструкция самолета или ракетоносителя, то есть летательного аппарата (ЛА), весьма, сложная, многообразная в названиях агрегатов, составных частей ЛА и др. В зависимости от конструкторского бюро, проекта самолета (ЛА) допускаются различные «вольности» в названиях различных технологических операций, переходов и др. На заводах – изготовителях данного ЛА при разработке технологической документации, особенно технологических процессов на изготовление деталей, узлов, агрегатов ЛА, допускается великое множество формулировок одного и того же процесса или операции, что вносит невообразимую трудность при обработке различной технологической информации на ЭВМ. Технологам, системотехникам, программистам, работникам служб планирования производства ЛА приходится проделывать (выполнять) гигантскую, в основном рутинную, работу по подготовке технической информации для обработки на ЭВМ и особенно технологической документации для того, чтобы можно было всю рутинную работу для написания технологической документации и плановых заданий поставить на поддержание от ЭВМ. Авторами настоящей работы проделана огромная многолетняя работа по анализу конструкций ЛА, а также технологической документации с тем, чтобы сформулировать перечень основных технологических функций по правилам организации тезауруса – информационного языка автоматизированных систем проектирования и управления разработками. Организация информационного тезауруса в настоящей работе определяет последовательность и иерархию построения летательного аппарата (в основном самолета) и преследовала две цели: 1. Сформулировать вопрос по конструкции самолета в последовательности его проектирования и изготовления, и дать на него краткий, но понятный для любого читателя (особенно студента) ответ. 2. Сформулировать на вопрос и ответ главную, основную и второстепенную функции по правилу: «действие и предмет действия» в винительном падеже повелительного наклонения, именно так, как формулируется действие при разработке технологического процесса на изготовление деталей узлов, агрегатов, общую сборку и испытание ЛА. В этой связи, комплексный подход при выполнении настоящей работы предопределил тот аспект, что работа будет, весьма, полезна студентам авиационных колледжей, вузов, работникам технологических служб авиационных предприятий, а также аспирантам, занимающихся исследованиями систем автоматизированного проектирования и управления разработками, их модернизацией и адаптацией в условиях авиационного производства и проектных бюро авиаракетостроения.

266

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1. Глаголев А.Н., Гольдинов М.Я., Григоренко С.М. Конструкция самолетов. – М.: Машиностроение, 1975. 2. Под ред. Егера С.М. Проектирование самолетов. – М.: Машиностроение, 1983. 3. Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. – М.: Машиностроение, 1983. 4. Никифоров Т.Н., Котылев Г.В. Конструкция самолетных агрегатов. – М.: Машиностроение, 1989. 5. Гарькавый А.А., Чайковский А.В., Ловинский С.И. Двигатели летательных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1987. 6. Прицкер А.М., Сахаров Г.И. Аэродинамика. – М.: Машиностроение, 1968. 7. Сапожников В.М. Монтаж и испытания гидравлических и пневматических систем на летательных аппаратах. – М.: Машиностроение, 1972. 8. Бабушкин А.И. Моделирование и оптимизация сборки летательных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1990. 9. Егер С.М. и др. Основы автоматизированного проектирования самолетов: Учеб. пособие для студентов авиационных специальностей вузов./ Егер С.М., Лисейцев Н.К., Самойлович О.С. – М.: Машиностроение, 1986. 10.Комаров В.А. Проектирование силовых схем авиационных конструкций // Актуальные проблемы авиационной науки и техники. – М.: Машиностроение, 1984. 11.Попов П.М., Корнев А.И. Формирование дескрипторного словаря типовых функций локальной информационной конструкторско – технологической базы САПР – СТО / Деп. в ЦНИИ «Румб», № ДР – 2989, 1989. 12.Попов П.М. Метод совершенствования системы классификации и кодирования конструкторско – технологической информации в инструментальном производстве / Деп. в ЦНИИ «Румб», 07.07.87, № ДР – 2782. 13.Стандарт СЭВ от СЭВ 17Н275. Тезаурус. Виды тезаурусов. Термины и определения. Введ. с 1.01.77г. – М.: Издательство стандартов, 1976. 14.Современный словарь иностранных слов: Ок. 20000 слов. – М.:Рус. яз.,1992. 15.Технология сборки самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов / В.Н.Ершов, В.В.Павлов, М.Ф.Каширин, В.С.Хухорев. – М.: Машиностроение, 1986. 16.Белянин П.Н. Производство широкофюзеляжных самолетов. – М.: Машиностроение, 1979. 17.Вигдорчик С.А. Технологические основы проектирования и конструирования самолетов. – М.: Изд. МАИ, 1972. 18.Павлов В.В. Теоретические основы сборки летательных аппаратов. – М.: Изд. МФТИ, 1981. 19.Андреев Г.Н., Новиков В.Ю., Схиртладзе А.Г. Проектирование технологической оснастки машиностроительного производства: Учеб. пособие для машиностроит. спец. вузов / Под ред. Ю.М.Соломенцева. – 2е изд.,испр. – М.: Высш. шк.,1999.

267

20.Бойцов В.В. Научные основы комплексной стандартизации технологической подготовки производства. – М.: Машиностроение, 1982. 21.Бояршинов С.В. Основы строительной механики машин. – М.: Машиностроение, 1973. 22.Горанский Г.К. Элементы теории автоматизации машиностроительного проектирования с помощью вычислительной техники. – Минск: Наука и техника, 1970. 23.Корсаков В.С. Основы конструирования приспособлений в машиностроении. – М.: Машиностроение, 1971. 24.Кузнецов Ю.И. Современные отечественные станочные приспособления. – М.: НИИМАШ, 1978. 25.Кузнецов Ю.И. Технологическая оснастка к станкам с программным управлением. – М.: Машиностроение, 1976. 26.Митрофанов С.П. Научная организация машиностроительного производства. – Л.: Машиностроение, Ленинград. отделение, 1976. 27.Пухов А.С. Информационно – поисковые системы при автоматизированной подготовке оснастки. – М.: Машиностроение, 1978. 28.Соколов Е.В. Выбор оптимальных объемов технологической оснастки. – М.: Машиностроение, 1985. 29.Схиртладзе А.Г. Информационное моделирование конструкций установочных приспособлений. – М.: МГЦНТИ, №19, 1993. 30.Фираго В.П. Основы проектирования технологических процессов и приспособлений. Методы обработки поверхностей. – М.: Машиностроение, 1973. 31.Цветков В.Д. Система автоматизации проектирования технологических процессов. – М.: Машиностроение, 1972. 32.Цветков В.Д. Системно – структурное моделирование и автоматизация проектирования технологических процессов. – Минск: Наука и техника, 1979. 33.Попов П.М. Оптимизация технических решений проектирования и управления на основе экономико – математических методов анализа. Монография. / Под науч. ред. Профессора Ю.П.Егорова, УлГТУ, 2000. 34.Попов П.М. Организационная последовательность оптимизации выбора решений на основе функционально – стоимостной инженерии. Прогрессивные технологии, материалы и конструкции: Сборник научных трудов. УлГТУ, 1999. 35.Попов П.М., Ляшко Ф.Е. Оптимальное управление в ходе эволюционного развития процессов и систем. Учеб. пособие. УлГТУ, 2000. 36.Попов П.М. Правила разработки тезауруса – информационного языка автоматизированных систем. Составление дескрипторного словаря функций авиационного производства. МУ, УлГТУ, 1998. 37.Логистика: Учеб. пособие / Под ред. Б.А. Аникина. -М.:ИНФА-М, 1988. 38.Гаджинский А.М. Основы логистики. -М.: ИВЦ «Маркетинг», 1996. 39.Залманова М.Е. Логистика.-Саратов, СГТУ , 1995. 40.Организация, планирование и управление предприятием массового машиностроения: Учеб. пособие для студентов машиностр. спец. вузов / Б.В. Власов, Г.Б. Кац, В.И. Козырев и др.; Под ред. Б.В. Власова, Г.Б. Каца.-М.,1985. 41.Проскуряков А.В. Организация создания и освоения новой техники. М.,1978.

268

42.Основы функционально-стоимостного анализа / Под ред. М.Г. Караунина и Б.И. Мойданчика.-М .,1980. 43.Моисеева Н.К. Выбор технических решений при создании новых изделий. М.,1980. 44.Экономические проблемы научно-технического прогресса / Под ред. Г.А. Краюхина.-М.,1984. 296с. 45.Технология сборки самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов / В.И. Ершов, В.В. Павлов, М.Ф. Каширин, В.С. Хухорев.-М.: Машиностроение, 1986. 46.Ярковец А.И. Основы механизации и автоматизации технологических процессов в самолетостроении.-М.: Машиностроение, 1981. 47.Павлов В.В. Математическое обеспечение САПР в производстве летательных аппаратов.-М.: Изд. МФТИ, 1978. 48.Корсаков В.С. Автоматизация производственных процессов.-М.: Высшая школа,1978. 49.Шекунов Е.П. Основы технологического членения конструкций самолетов. М.: Машиностроение, 1988. 50.Попов П.М. Метод описания и систематизации конструкторскотехнологической информации в инструментальном производстве / Деп. в ЦНИИ «Румб», 7.07.87, № ДР-2782. 51.Попов П.М. Принципы построения систем автоматического управления применительно к управлению летательными аппаратами: Учебное пособие. Для студентов вузов, обучающихся по специальности «Самолётостроение». Ульяновск: УлГТУ, 2000. 52.Попов П.М. Оптимизация технических решений проектирования и управления на основе экономико-математических методов анализа.-Ульяновск: УлГТУ, 2000. 53.Разработка САПР: В 10 кн. Кн.10. Лабораторный практикум на базе учебноисследовательской САПР: Практ. пособие / А.В. Петров, В.М. Черненький, В.Б. Тимофеев и др.; Под ред. А.В. Петрова.-М.: Высш. шк., 1991. 54.Клейнрок Л. Теория массового обслуживания: Пер. с англ.-М., 1979. 55.Попов П.М. Организация автоматизированных систем подготовки авиационного производства.-Ульяновск: УлГТУ, 2000. 172с.

269

УЧЕБНОЕ ИЗДАНИЕ

Попов Петр Михайлович Соколова Ольга Федоровна Проектно-технологические и управленческие функции по конструкции самолета (ЛА). Правила их формулирования Учебное пособие Корректор Н.А. Евдокимова Изд.лиц.020640 от 22.10.97Подписано в печать формат 60х84/16.Бумага писчая. Усл.печ.л. Уч.-изд.л. Тираж 200 экз. Заказ Ульяновский государственный технический университет. 432027, г. Ульяновск, Сев. Венец,32. Типография УлГТУ, 432027, Ульяновск, Сев. Венец, 32.