Министерство образования Российской Федерации

Ульяновский государственный технический университет

П. М. Попов, О. Ф. Соколова

Проектно-технологические иуправленческие функции поконструкции самолета (ЛА).Правила их формулирования

Рекомендовано учебно-методическим объединениемвысших учебных заведений Российской Федерации пообразованию в области авиации, ракетостроения икосмоса в качестве учебного пособия для студентов,обучающихся по направлению подготовки дипло-мированных специалистов 652100 - Авиастроение

Ульяновск 2002

2

УДК 621.96/98 (075.08)ББК 32965 Я7 П 63

Рецензенты:доктор технических наук, профессор А.А.Романцевглавный конструктор ПО «Комета» доцент, кандидаттехнических 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 поконструкции изделий ЛА. Синтезированы и структуризированы вопросы и ответы пообобщенной конструкции самолета и ракетоносителя, а на основе функциональнойструктуризации сформулированы проектно-технологические функции для написаниятехнологических процессов автоматизированным методом, начиная от теоретическихтребований к конструкции ЛА, до комплексных испытаний. Функции сформулированы всоответствии с требованиями международных и государственных стандартов,закодированы и пригодны к применению в подготовке авиационного производства. Учебное пособие написано в соответствии с программами курсов «Технологиясборки самолетов», «Устройство и проектирование самолетов» , «Технология монтажно-испытательных работ» , «Автоматизированные системы подготовки авиационногопроизводства» и «Технология сборки и монтажа самолетов». Учебное пособиепредназначено для студентов дневной и вечерней форм обучения при выполнениикурсовых, дипломных проектов и работ, расчетно-графических работ, а также будетполезна аспирантам и технологическим отделам авиационных предприятий.

УДК 621.96/98 (075.08) ББК32965 Я7

П.М.Попов, О.Ф.Соколова, 2002ISBN5-89146-191-9 Оформление УлГТУ, 2002

3

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ……………………………………………………………………... 61. ОБОСНОВАНИЕ НЕОБХОДИМОСТИ РАЗРАБОТКИ ИНФОРМА-ЦИОННОГО ТЕЗАУРУСА ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТАИ ТЕХНОЛОГИИ ЕГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ В САПР…………………… 71.1. Требования к САПР и принципы ее разработки. Роль тезауруса иСАПР…………………………………...………………………………….. 71.2.Этапы и процедуры проектирования самолетов и необходимостьих автоматизации ……………………………...…………………………. 101.3.Необходимость и проблемы декомпозиции конструкции самолетав процессе его автоматизированного проектирования ………………... 121.4.Проблемы моделирования и типы проектных моделей самолета…. 131.5.Целевая функция разработки алгоритма решения проектной зада-чи………………………………………………………………………… 17

2. РАЗРАБОТКА ПРОЕКТНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ ФУНКЦИЙ НАОСНОВЕ ВОПРОСОВ И ОТВЕТОВ ПО КОНСТРУКЦИИ ИЗДЕЛИЙ(ПО-АГРЕГАТНО)………………………………………………………... 212.1. Технологические функции по конструкции изделия………………

212.2. Технологические функции по техническим требованиям к из-

делию………………………………………………………………… 242.3. Функции классификации изделий (самолетов)…………………….. 252.4. Нагрузки действующие на самолет и их главные функции……….. 272.5. Требования к авиационным конструкциям, материалам и

строительной механике самолета с позиции функ-ции…………………………………………………………………… 37

3. КОНСТРУКТИВНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ – ТЕЗАУ -РУС КРЫЛА САМОЛЕТА………………………………………………. 553.1. Функции на общетехнические требования крыла…………………. 553.2. Функции по геометрическим характеристикам крыла…………….. 573.3. Функции по нагрузкам на крыло……………………………………. 623.4. Эпюры сил и моментов крыла, их функции…..……………………. 64

4. ТЕЗАУРУС ИНФОРМАЦИОННО-ПОИСКОВЫЙ ПО КОНСТ -РУКЦИИ КРЫЛЬЕВ……………………………………………………… 684.1. Силовые элементы крыльев, назначение, работа, конструкция и

их функции…………………………………………………………... 684.2. Функции на конструктивно-силовые схемы крыльев……………... 704.3. Функции сравнительного анализа лонжеронных и моноблочных

крыльев………………………………………………………………. 714.4. Функции разъемов и стыков крыльев………………………………. 734.5. Вырезы в крыльях и их функции..…………………………………... 764.6. Механизация крыла и ее функции…………………………………... 77

5. ТЕЗАУРУС ПО РАСЧЕТУ КРЫЛА НА ПРОЧНОСТЬ………………... 825.1. Принципы расчета крыла по его функциям………………………... 825.2. Проверочный расчет лонжеронных крыльев и его функции……… 83

4

5.3. Проверочный расчет моноблочных крыльев и функции расчета… 865.4. Проектировочный расчет лонжеронных крыльев и его функции… 875.5. Проектировочный расчет моноблочных крыльев и его функции… 895.6. Расчет на прочность механизации крыла его функции…………… 90

6. ТЕЗАУРУС НА ОПЕРЕНИЕ И ЭЛЕРОНЫ…………………………….. 936.1. Назначение оперения и его функции……………………………….. 936.2. Нагрузки на оперение и их функции……………………………….. 956.3. Построение эпюр сил и моментов оперения и их функции……….. 986.4. Тезаурус конструкции элеронов по составу технологическихфункций……………………………………………………………….. 99

6.5. Конструкция оперения и его функции……………………………… 1017. ТЕЗАУРУС НА ФЮЗЕЛЯЖИ САМОЛЕТОВ………………………….. 110

7.1. Типы корпусов самолетов и функции их конструкций……………. 1107.2. Построение эпюр конструкций фюзеляжа и формулирование ихфункций……………………………………………………………….. 112

7.3. Конструкция фюзеляжей и их функции……………………………. 1147.4 Функции расчета фюзеляжа на прочность………………………….. 1227.5. Функции кабины самолетов…………………………………………. 1287.6. Функции герметических кабин самолетов…………………………. 137

8. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ И ЕГО ОСНОВНЫЕ ФУНКЦИИ(ТЕЗАУРУС)………………………………………………………………. 1408.1. Неавтоматическая система управления самолетом………………... 1408.2. Полуавтоматическая система управления самолетом……………... 1408.3. Автоматическая система управлением самолетом………………… 1418.4. Основное управление самолетом…………………………………… 1418.5. Вспомогательное управление самолетом…………………………... 1418.6. Состав системы основного управления самолетом………………... 1418.7. Требования к основному управлению……………………………… 1428.8. Командные рычаги и их функции…………………………………... 1438.9 Проводка управления и ее основные функции……………………... 1468.10. Пути снижения усилий на рычагах управления и их функции….. 150

9. ТЕЗАУРУС НА ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА………… 1529.1. Назначение взлетно-посадочных устройств и их функции……….. 1529.2. Шасси самолета и его функции……………………………………... 1539.3. Конструктивно-силовые схемы шасси и их функции……………... 1599.4. Авиационные колеса и их функции………………………………… 1689.5. Амортизаторы стоек шасси и их функции…………………………. 171

10. ТЕЗАУРУС НА ЖЕСТКОСТЬ И КОЛЕБАНИЕ ЧАСТЕЙ САМОЛЕ-ТА………………………………………………………………………….. 17510.1. Деформация крыла и ее функции………………………………….. 17510.2. Деформация оперения и ее функции………………………………. 17610.3. Деформация фюзеляжа и ее функции……………………………... 17610.4. Вынужденные колебания частей самолета и их функции……….. 17710.5. Флаттер частей самолета и его функции………………………….. 17810.6. Бафтинг оперения и его функции………………………………….. 18410.7. Колебания «ШИММИ» передней стойки шасси и их функции…. 185

5

11. ТЕЗАУРУС НА СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА…………….. 18711.1. Требования к силовым установкам и их функции………………... 18711.2. Типы двигателей и их конструктивные функции………………… 18811.3. Гондолы двигателей и их функции………………………………... 19311.4. Конструкция крепления двигательной установки и ее функции... 19611.5. Входные устройства силовых установок и их функции…………. 20011.6. Выходные устройства силовых установок и их функции………... 20611.7. Системы силовых установок и их функции………………………. 210

12. ТЕЗАУРУС НА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТА……... 22012.1. Виды энергосистем самолета………………………………………. 22012.2. Требования к любой энергосистеме……………………………….. 22112.3. Гидравлическая система самолетов……………………………….. 22112.4. Газовая система самолета…………………………………………... 22212.5. Электрическая система самолета…….……………………………. 22312.6. Схема подачи энергии к потребителям в самолете………………. 22312.7. Состав гидросистемы самолета и его функции…………………... 22412.8. Трубопроводы систем и их функции……………………………… 227

13. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ ИХ ТЕЗАУРУС……. 22913.1. Этапы проектирования самолетов и их функции………………… 22913.2. Предварительное проектирование самолетов и их функции всех

видов………………………………………………………………… 23013.3. Эскизное проектирование самолетов……………………………… 23013.4. Рабочее проектирование самолета и его функции………………... 23213.5. Общее проектирование самолета и его функции…………………. 23313.6. Проектирование частей самолета и его функции………………… 23413.7. Методы проектирования и его функции…………………………... 23413.8. Учебный проект самолета и его функции………………………… 23613.9. Требования к проектируемому самолету и их функции…………. 23713.10. Возможности создания проекта самолета и его функции………. 23913.11. Выбор схемы самолета и его функции…………………………... 24113.12. Компоновка и центровка самолета и их функции………………. 24713.13. Оценка летных данных спроектированного самолета и ее

функции………………………………………………………….…. 25413.14. Принципы разработки конструкции агрегатов самолета и его

функции…………………………………………………………….. 25413.15. Анализ результатов проектирования самолетов и его функции.. 255

14. ТЕЗАУРУС НА ОБЪЕКТЫ ОБЩЕГО И СРЕДНЕГО МАШИНО-СТРОЕНИЯ………………………………………………...……………… 25714.1. Ракетоносители и их функции……………………………………... 257

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ………………………………………………….. 263ЗАКЛЮЧЕНИЕ…………………………………………………………………. 265СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ……………………………………………………… 266

6

ВВЕДЕНИЕРешение задач повышения эффективности и интенсификации промышленного(приборного, авиационного и др.) производства, равно как и других промыш-ленных отраслей народного хозяйства страны в настоящее время требует при-менения современных методов и технико-экономических приемов их реали-зации. Особенно актуально повышение эффективности и интенсификацииподготовки аэрокосмического производства военной техники. Совершенно оче-видно, что качество подготовки производства военной техники тесно связано скачеством технологических процессов ( документов ), где должны излагатьсяпорядок ( алгоритм ) построения того или иного вида изделий. В этой связи, длякачественной и своевременной подготовки проекта технологического про-цесса, как основополагающего документа создания военной техники, исполь-зуются автоматизированные системы проектирования и управления разработ-ками ( САПР-КТР).

Для автоматизированного проектирования технологических процессовизготовления самолетных (ракетных) деталей, узлов, агрегатов, сборки изделияв целом, его комплексных и летных испытаний используются три вида техно-логической информации: типовые технологические процессы, типовые тех-нологические операции и типовые технологические переходы как с нормиро-ванием так и без нормирования. Для этого на предприятиях оборонной, прибо-ростроительной, судостроительной, авиационной и др. промышленности про-водится большая предварительная работа по разработке типовых технологичес-ких процессов, операций и переходов по каждому виду производств от загото-вительного до окончательной сборки, комплексных и боевых испытаний. Норазными специалистами названные выше процедуры формулируются (проекти-руются) по-разному, в зависимости от квалификации, технического кругозораисполнителей-специалистов, где допускаются «вольности» в интерпретацииодного 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 многолетнейпрактической и научной работы по изучению проектно-технологической иуправленческой документации, выработаны правила и многотысячный тезау-рус -информационный дескрипторный словарь типовых формулировок про-ектно-технологических и управленческих функций подготовки машинострои-тельного производства, требования которого соответствуют требованиям меж-дународных и государственных стандартов, опробованы на практике, а также вучебном процессе технических вузов, в том числе на кафедре «Самоле-тостроение» УлГТУ, при выполнении расчётно-графических работ, курсовых идипломных проектов. Поэтому, авторы выражают искреннюю благодарность студентам старшихкурсов кафедры «Самолетостроение» за апробацию настоящей работы, а такжерецензентам за ценные замечания и поправки.

7

1. ОБОСНОВАНИЕ НЕОБХОДИМОСТИ РАЗРАБОТКИИНФОРМАЦИОННОГО ТЕЗАУРУСА ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯСАМОЛЕТА И ТЕХНОЛОГИИ ЕГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ В САПР

Многочисленные исследования и статистические наблюдения процессовпроектирования летательных аппаратов (в данном случае – самолетов) и техно-логических процессов для их изготовления дают полное основание судить о це-лесообразности использования информационного тезауруса в этих процессах,а особенно при проектировании – в системах автоматизированного проекти-рования (САПР). Здесь наряду с конструктивно-техническим и математическимописанием облика самолета, требуется и функциональное его описание с по-зиции функции (полезного действия, свойства или состояния), то есть в соот-ветствии с техническим заданием (ТЗ) на проектирование самолета, формули-руется его главная функция и далее при декомпозиции его конструкции поиерархии, формулируются функции как конструктивные, так и технологиче-ские, начиная от общей конструкции самолета до деталей и их элементов. Этопозволяет при автоматизированном проектировании более полно описыватьконструктивно-техническое решение того или иного агрегата, узла, детали,сборки, подсборки, и конструкции самолета в целом. То же самое характерно ипри проектировании оснащения для изготовления самолета и, конечно, дляпроектирования технологических процессов. Следовательно, ниже рассмотримосновные моменты использования САПР для проектирования конструкторско-технологических разработок для создания авиационной техники с использова-нием информационного тезауруса, а также приведем полную последователь-ность функционирования САПР от требований к ее разработке до непосред-ственной эксплуатации, с целью обоснования необходимости разработки те-зауруса по конструкции самолета, оснащения на его изготовление, технологи-ческих процессов и др.

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

При проектировании авиационной техники, по мере накопления опытарешения задач на отдельных этапах проектирования и управления разработка-ми, развития теоретических основ построения проектирующих систем (то естьСАПР), совершенствования программного и технического оснащения САПРпоявляется возможность все ближе подходить к использованию интегрирован-ных САПР с полным информационным обеспечением в виде упорядоченнойсовокупности математического и электронного моделирования самолета, иинформационного тезауруса. Организация, наряду с математическим и элек-тронным моделированием, информационного тезауруса по конструкции само-лета, обеспечивает удовлетворение одного из важных требований при исполь-зовании САПР в практике проектирования – это наличие полной информациио проектируемом объекте (самолете) еще до его создания в металле, то естьаприорное моделирование самолета в условиях полной информации (опреде-ленности). Для преодоления психологического барьера на пути использования

8

САПР при проектировании конструкции самолета, конструкторские бюро при-нимают самое непосредственное участие в организации информационного те-зауруса по всей конструкции самолета от общих технических требований кего конструкции до проведения комплексных и летных испытаний, то есть повсей проектно-технологической цепи создания самолета, с целью наполненияинформационной базы САПР объективными техническими решениями – ком-бинатами технических решений, с соответствующей взаимоувязкой всех кон-структивных, технологических, математических (информационных) компонен-тов для функционирования САПР-КТР.

Разрабатывая дополнительные подсистемы или адаптируя существующиеподсистемы САПР, необходимо с самого начала использования САПР обеспе-чивать их аппаратурную, программно-техническую и информационную со-вместимость для всех этапов проектирования, предусматривать возможностьобеспечения пользователей-проектировщиков всей необходимой информацией:справочной, архивной, оперативной и др.

Поскольку процесс проектирования самолета является весьма, коллек-тивным, поэтому важным требованием, предъявляемым к САПР-КТР, являетсяобеспечение возможности параллельного ведения нескольких проектных задачс автоматическим распределением ресурсов системы между заданиями, а так-же совместного решения одной задачи несколькими исполнителями (например,комплексная система проектирования авиационной техники – САТIA). В этойсвязи, САПР должна обеспечивать возможность реализации различных страте-гий процесса проектирования и обеспечивать возможность: выполнения ра-бочих процедур оптимизации технических решений при проектировании кон-струкции самолета; совершенствования процесса проектирования конструкцийотдельных типовых агрегатов при модификации самолета; высокую надежностьпроцесса проектирования, качество проектирования, быстродействие и эф-фективность по отношению к ручному проектированию.

На основании вышеизложенного, сформулируем основные принципы дляразработки (а в случае использования заимствованной САПР типа САТIA), илиадаптации САПР. К ним относятся следующие: принцип включения, принципсистемного единства, принцип развития (и саморазвития), принцип комплекс-ности, принцип совместимости, принцип информационного единства, принципстандартизации и унификации различных подсистем.

Принцип включения предусматривает возможность включения САПР вболее сложную систему – САПР проектной организации (САПР-ПО), которая иопределяет требования и стратегию к ее созданию, адаптации и использова-нию, функционированию, например, совместно с АСТПП, и дальнейшему раз-витию и самоорганизации, и др.

Принцип системного единства заключается в том, что при создании (илиадаптации), функционировании и развитии САПР связи между входящими внее подсистемами обеспечивают целостность системы.

Принцип развития состоит в том, что САПР разрабатывают (развивают) сучетом возможности ее адаптации на различные отрасли машиностроения (та-кие 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 связ-ности отдельных элементов (компонентов) и всего объекта в целом на всех ста-диях проектирования с помощью соответствующих подсистем САПР (напри-мер, в системе CATIA – подсистема «Проектирование», подсистема «Произ-водство прочностных расчетов»; подсистема «Конструкторская документация»и др.).

Принцип совместимости заключается в обеспечении совместностифункционирования всех подсистем САПР и сохранении открытой структурысистемы в целом (например, в системе CATIA – более 100 подсистем, притомсамостоятельных, работающих как отдельная система). Это достигается соот-ветствующим согласованием интерфейсной связи, символами (даже машинны-ми языками), информационными и структурными связями между подсистемамии компонентами САПР. Например, наличие совершенно совместимых междусобой подсистем «Конструкторская документация», «Проектирование», «Про-изводство прочностных расчетов» и др., в системах высоких версий, таких какCATIA, UNIGRAphiks, CIMATRON, CADDS-5 и др., позволяет создавать еди-ную систему проектирования и разработки проектной документации, такуюкак – автоматизированная система конструкторско-технологической докумен-тации авиационного производства (АСКТД АП).

Принцип информационного единства состоит в том, что в подсистемах икомпонентах различных САПР необходимо использовать единую систему тер-минов, символов, условных обозначений, проблемно-ориентированных язы-ков программирования и способов представления информации, установленныхгосударственными, международными стандартами и отраслевыми норматива-ми документами (ОСТ). Принцип информационного единства предопреде-ляет организацию и создание информационного тезауруса и в частности, те-зауруса по конструкции самолета.

Принцип стандартизации и унификации заключается в проведении ти-пизации, унификации и стандартизации подсистем и компонентов САПР, ин-вариантных к проектируемым объектам и отраслевой специфике (или к пред-метной области проектирования и управления разработками), а также выработ-ке соответствующей методологии (совокупности процедур, правил и методикпроектирования) с целью упорядочения деятельности в области создания, адап-тации и развития САПР конструкторско-технологическими разработками.

Совершенно важным принципом разработки, адаптации и развития САПР-КТР является обеспечение эргатичности, то есть возможности абсолютной со-вместимости пользователя-проектировщика с машинной системой (то естьСАПР) при работе в интерактивном и оперативном режиме диалога и др.

Процесс разработки проекта самолета и его составляющих, в том числетехнологического оснащения и технологических процессов – это творческийакт или процесс, и он никогда не может быть формализован до конца. В этойсвязи, наряду с конструктивно-техническим и математическим описанием кон-струкции самолета или любого другого летательного аппарата (ЛА), необходи-мо еще функциональное описание объекта (самолета) и его элементов на язы-

10

ке выполняемых функций и их отношений, то есть необходим информаци-онный тезаурус – словарь типовых формулировок проектно-технических иуправленческих функций по конструкции любого ЛА. Это обеспечит возмож-ность получить дополнительную информацию об объекте проектирования прииспользовании САПР-КТР. Подробно принципы организации систем автомати-зированного проектирования конструкторско-технологических разработок вавиационном производстве изложены в монографии автора настоящей работы[55].

1.2. Этапы и процедуры проектирования самолетови необходимость их автоматизации

Техническая необходимость в проектировании нового типа самолета возникаетпо двум основным причинам:1. Происходит моральное устаревание существующих типов самолетов, а так-же появляются новые прочные облегченные материалы, новые техническиерешения и возможности, реализация которых обещает повышение технико-экономических показателей производства самолетов и их эксплуатацию, атакже улучшение транспортной системы страны в целом.

2. Решение народно-хозяйственных и военных задач, ставит перед авиацион-ной техникой условия безусловного выполнения ее главных функций в со-временных условиях – это экономичность, максимальная функциональность(надежность, качество, эффективность, ремонтопригодность и долговеч-ность), с возможностью взаимозаменяемости агрегатов, модернизации и до-работки как в заводских условиях, так и на базах эксплуатации (то есть набоевом посту). Современные типы самолетов должны удовлетворять новымтребованиям, например, перевозимых грузов, способность посадки на грун-товые аэродромы; для военных самолетов – возможность кратчайшего раз-бега по взлетно-посадочной полосе, либо вертикального взлета. Например,самолеты транспортной авиации типа «Руслан» удовлетворяют современ-ным требованиям по перевозке крупногабаритных грузов, но имеют оченьмалую 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 автома-тизированном. Разработать проект современного самолета – это значит разра-ботать полный комплект проектно-конструкторской и технологической доку-ментации как при бумажной технологии, так и на машинных носителях, позво-ляющий осуществить создание самолета в металле и производить его эксплуа-тацию. Классически, техническая документация – это лишь конечный резуль-тат сложного и длительного процесса проектно-конструкторской деятельностисоздателей самолета, направленный на разработку проекта ранее не существо-вавшего объекта (самолета), системы и процесса. Поэтому всегда процесс про-ектирования любого объекта – это эволюционный цикл обновления.

Понятно, что современные проекты самолетов и другой сложной техникимашиностроения, создать без использования систем автоматизации невозмож-но, поэтому степень автоматизации процессов проектирования во многом опре-

11

деляется не столько возможностями современных САПР, сколько возможно-стью формализации той или иной проектной задачи, то есть умением проек-тировщика дать достаточно строгую постановку задачи проектирования и чет-кий завершенный алгоритм ее решения, с использованием максимальных све-дений о типовой конструкторской задаче, то есть использовании сведений опроектируемом изделии (самолете) – тезаурусе. В связи с этим ставится вопрос:в какой степени отдельные составляющие процесса проектирования самолетамогут быть формализованы? Схему алгоритма процесса проектирования слож-ного объекта (самолета) можно обобщенно изобразить укрупненными блоками(рис.1.1).

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

Определениецели проектирования

Выбор вариантарешения задачи

Построение модели

Математиче-ские модели

Физическиемодели

Исследование модели(оптимизация)

Анализ результатов,выдача рекомендаций

Цельдостигнута

Конец

Да

Принятие

Синтез

(решение

изобрета

-ких

ч)

Уровни иерархии

построения

конструкции

самолета

Нет

екта

Анализ

решения

тельс

зада

12

После определения цели проектирования, проектировщик, опираясь наинформацию – тезаурус, а также творческие способности формирует главнуюидею, то есть концепцию будущего самолета, намечая возможные варианты(альтернативы) решения проектной задачи, используя систему автоматизациипроектирования, адаптированную для решения конкретной проектной задачи.

После выбора варианта в современных условиях с использованием крите-риев функциональности и стоимости, строятся априорные математические иэлектронные (физические) модели, производится их функциональное описание,анализируются избыточные, недостающие и критические функции будущегосамолета; определяются проблемы, требующие дополнительных научных ис-следований. Следующим крупным этапом является процесс исследования ап-риорной модели, с проведением необходимых прочностных и других расчетов,расчетов технико-экономических и др. Завершающим результатом процессапроектирования (этапом проектирования) является анализ результатов иссле-дований и выдача рекомендаций проектной организации для определения оп-тимального проектного решения и принятие решения на окончательную раз-работку проектно-конструкторской и технологической документации на изде-лие (самолет).

При проектировании самолетов, математическое моделирование, естест-венно, базируется на известных закономерностях прикладных авиационных на-ук, таких как «Аэрогазодинамика и динамика полета», «Теория принятия реше-ний», «Теория полета», «Исследование операций» и других специальных нау-ках, используемых при проектировании и расчете самолетов.

Соотношение математического и физического моделирования (электрон-ного моделирования) определяет в значительной степени возможности форма-лизации последующих этапов проектирования. Особенно, электронное модели-рование предопределяет производство всех расчетов еще до создания проекта иизготовления опытного образца в металле. Так, например, если цель проекти-рования удается количественно выразить через критерий – функцию проект-ных параметров, то задачу принятия оптимального решения о конкретных зна-чениях этих параметров можно свести к задаче отыскания такого сочетания па-раметров, при котором критерий достигает экстремального значения.

Таким образом, в общем процессе проектирования самолета имеется целаясеть проектных процедур, которые могут быть формализованы, с использова-нием информационного тезауруса в условиях автоматизированного проектиро-вания конструкторско-технологических разработок самолета (САПР-КТРС).

1.3. Необходимость и проблемы декомпозиции конструкции само-лета в процессе его автоматизированного проектирования

Самолет, как и любой другой технический объект машиностроения, явля-ется объектом проектирования и представляет собой сложную техническуюсистему, обладающую развитой иерархической структурой. При системномподходе решение задач определенного иерархического уровня требует строитьвсю иерархию системы – самолет. Здесь необходимо рассматривать системы иподсистемы самолета более высоких иерархических уровней, например, транс-

13

портную систему и ее подсистему – авиационно-технический комплекс. В своюочередь самолет рассматривается как исходная (базовая) подсистема, где мож-но выделить по уровням иерархии такие подсистемы, как планер, силовые ус-тановки, снаряжение, оборудование, авионику, систему-шасси и т.д. Каждая изэтих подсистем при проектировании подвергается декомпозиции, то есть рас-членяется на ряд еще более мелких подсистем (составляющих), элементов, аг-регатов и узлов.

Графически иерархическую структуру самолета по укрупненным агрега-там 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 егоэлементов, блоков, агрегатов и связь составляющих конструкции между собой.На рисунке 1.2 эти отношения представлены сплошными стрелками. Вместе стем всякая структура создается для выполнения определенных функций (по-лезных действий, состояний или свойств). Например, конструкция крыла вы-полняет функции: «передавать нагрузки», «создавать силу (подъемную)»,«размещать топливо» и др.

Таким образом, все элементы подсистем и их отдельные элементы поуровням иерархии связаны между собой функциональными соотношениями,которые на рисунке 1.2 изображаются пунктирными линиями. Каждому ие-рархическому уровню соответствует свой перечень задач, решение которых не-обходимо для принятия соответствующих этому уровню проектных решений,а тем более в условиях функционирования САПР-КТР при создании конструк-ции самолета. Поэтому при автоматизированном проектировании конструкциисамолета важным, с точки зрения формализации аспектом, является его иерар-хическая структура и вытекающая из нее многоэтапность проектирования.Здесь согласуются действия с подготовкой производства самолета, то есть под-готовки предпосылок создания средств технологического оснащения, техноло-гических процессов и другой проектно-технологической продукции, а такжеразработка проекта типовых технологических функций для организации ин-формационного тезауруса по конструкции и технологии изготовления самоле-та.

1.4. Проблемы моделирования и типы проектных моделей самолета

Понятие формализации проектирования включают описание объекта ипроцесса его проектирования с помощью графического языка, чисел, букв, ко-дов и других символов, то есть сочетание идеографической совокупностифункций проектных решений и функции технологических, и др. Следователь-но, для описания детализации конструкции, каждому уровню иерархии ставит-ся степень соответствия знаков, набор символов и обозначений, а также про-ектно-технологических функций, с помощью которых осуществляется это опи-сание. То есть структуру самолета, его форму, размеры можно описать, напри-мер с помощью функций или конечного числа таких символов, которые назы-ваются параметрами. Свойства же конструкции самолета или его подсистем(агрегатов, готовых изделий и т.п.) можно описать с помощью другого набора

14

F0

Fn

Fn1

Fn12

F...

F...

F...

F...

Fn11

F...F...

F... F...

F... F...

F...

Fn13

Рис. 1.2. Фрагмент граф-д

Транспортнаяавиационнаясистема

Авиационно-техническийкомплекс

Самолет

Планер

Крыло

Кессоны

Силовыеустановки

Фюзеляж

Носоваячасть

Стенки

Стрингеры

Системаоборудования

Система-шасси

Крепежныедетали иэлементы

Нервюры

Уровни иерархии

I ур.

V ур.

VI ур.

VII ур.

VIII ур.

II ур.

III ур.

IV ур.

Декомпо-зиция

Вытекаетиз 1гоуровня

Вытекаетиз 2гоуровня

Вытекаетиз 3гоуровня

Вытекаетиз 4гоуровня

Вытекаетиз 5гоуровня

Вытекаетиз 6гоуровня

Nй уровень

…

… …

……

… …

… …

Верхниепанели

F...

ерева иерархической структуры самолета

Обшивка Крепежныедетали

Вытекаетиз 7гоуровня

Вытекаетиз 8гоуровня

…

15

символов, называемого характеристиками, которые в свою очередь можновыразить через функцию (как полезное свойство, состояние или действие).

Декомпозиция (расчленение) системы на иерархические уровни облегчаетрешения отдельных задач, например, задачи подготовки производства, кото-рая является производной от процесса проектирования самолета и базовойструктуры процесса производства. Однако, здесь требуется учет всех сущест-вующих связей между расчлененными (иерархическими) уровнями, с цельюупрощения и оптимизации процессов подготовки производства; проектирова-ние средств технологического оснащения, технологических процессов на изго-товление и др.

Рассмотрим характер связей для этапов разработки технического задания(ТЗ), разработки технического предложения, эскизного проекта, математиче-ской и электронной моделей (рис.1.3).

Рис. 1.3. Прямые и обратные св

Здесь прямые связи являпроектирования (обозначены входной информацией – для ни(обозначены пунктирными линиставляют собой искомые перенижнего уровня, как бы, дисцидля формулирования критериев

Раско

Раз

Матрони ор

РазработкаТЗ

язи между этапами проектирования самолета

ются выходной информацией – результатомсплошными линиями) для верхнего уровня ижнего уровня. Обратные же связи – наоборотями). Для верхнего уровня прямые связи пред-менные – оптимизируемые параметры, дляплинирующие условия, что является основой и ограничений при решении задач проектиро-

зработка техниче-го предложения иобоснования

работка эскизногопроекта

тематическое, элек-ное моделированияганизация тезауруса

16

вания данного условия. Так, например, прямые связи между уровнями разра-ботки ТЗ и технического предположения – это переменные, характеризующиепотребные летно-технические и другие характеристики, регламентируемыетехническое задание на проектирование. Прямые связи между уровнем разра-ботки технического предложения и уровнем разработки эскизного проекта от-ражают решения по проекту, которые необходимо принять, прежде чем при-ступить к эскизному проектированию. Они включают в себя численное, графи-ческое, морфологическое и функциональное описание, подтверждающее воз-можность или уровень выполнения технического задания и т.д.

Поскольку проектирование традиционно ведется сверху вниз (то есть, на-чиная с облика самолета до деталей), то информация соответствующая обрат-ным связям, носит характер прогноза или априорного моделирования.

Проектирование же на каждом уровне направленно на подтверждение за-явленных на более высоком уровне характеристик. Прогнозный характер ин-формации требует наличия итерационных циклов и подтверждения заявлен-ных на более высоких уровнях характеристик. Это определяет второй важныйаспект с точки зрения формализации процесса проектирования – это итераци-онный характер. Но итерационный характер проектирования с использованиемСАПР не совсем желателен, так как он ведет к увеличению сроков разработкипроекта и его стоимости, поэтому заранее в базу данных САПР должны бытьвнесены различные альтернативные технические решения по функции самоле-та, то есть информационная база САПР должна быть начинена множествомкомбинатов технических решений – комбинаторными файлами, с исчерпываю-щим информационным тезаурусом по конструкции самолета. Поэтому на этапематематического и электронного моделирования различных элементов конст-рукции самолета, необходимо учитывать принципы системного подхода, тоесть выполнять декомпозицию конструкции, отличающейся высокой степеньюдетализации, с учетом в моделях конструктивных и технологических факторови связей между ними, то есть математические и электронные модели при про-ектировании самолета должны подчиняться также принципам иерархичностипостроения.

Одной из важнейших электронных моделей при проектировании самолетаявляется геометрическая модель. Важность ее определяется формированиемоблика проектируемого самолета, его внешними формами и размерами, чтопри расчетах определяет его летные свойства, что является своеобразным«ребром», соединяющим вершины множества, то есть проектом и реализаци-ей проекта. Геометрическая модель описывает отношения между параметрамисамолета, характеристиками его формы и размерами, что помогает проекти-ровщику определить обводы, площади, объемы, поперечные сечения самолетаи его многочисленных агрегатов и систем. Геометрическая модель является ос-новной базой для производства расчетов: весовых характеристик, прочности,компоновки самолета и др., а также для графического отображения результатовпроектирования и, как следствие, для разработки средств технологического ос-нащения, математических управляющих программ для станков с ЧПУ, техноло-гических процессов и др. Здесь весовая модель, например, обеспечивает рас-чет общей массы самолета и ее составляющих по функции в соответствии с ве-

17

совой сводкой, степень детализации которой определяется одним из этаповразработки проекта самолета. Также, на стадии математического и электронно-го моделирования рассчитывается и проектируется аэродинамическая модель,которая служит для расчета аэродинамических характеристик самолета в по-летной и взлетно-посадочной конфигурациях. В ее основе заложены связи меж-ду параметрами формы и размерами самолета, а также связи между режимамиполета и характером действующих на самолет сил моментов (то есть, их вели-чиной и законами изменения). Следующая электронная модель – это модельсиловой установки которая делает возможным расчет высотно-скоростных ирасходных характеристик двигателей. Она основана на связях между геометри-ческими и газодинамическими параметрами двигателей разного типа и их тягойи расходом топлива на различных режимах полета и высотах полета (высотахоптимальных для данного типа самолета).

Весовая, аэродинамическая модели и модель силовой установки обеспечи-вают расчет априорных силовых факторов, действующих на модель самолета,что позволяет при проектировании самолета решать задачи по определениюобщих показателей маневренности, траектории полета, взлетно-посадочных ха-рактеристик, характеристик его устойчивости, управляемости и живучести, идр. При формировании в процессе электронного моделирования облика самоле-та важную роль играет модель компоновки и центровки, обеспечивающаявзаимную пространственную увязку основных компонентов самолета с учетомудовлетворения противоречивых требований аэродинамики и прочности, ус-тойчивости и управляемости, эксплуатационной и промышленной техноло-гичности. Для оценки вариантов проектно-конструкторских решений приме-няются критерии функциональности и стоимости и другие технико-экономические показатели технического совершенства самолета. Для их расче-та следует использовать структурно-функциональные (эффективные) модели,с использованием методологии функционально-стоимостной инженерии. Ук-рупненная электронная структурная схема модели самолета может быть пред-ставлена в виде функциональной модели (рис.1.4).

Здесь каждый модуль (рис.1.4), в свою очередь состоит из ряда расчетныхподсистем (подмодулей), что обеспечивает более полную проработку структу-ры самолета до детально-узловой и элементной модели до самореализующихсяфункций (по функции как полезного действия, свойства или состояния). Де-композиция блока на модули и элементы модулей определяется перечнем задачрассматриваемого этапа проектирования. В зависимости от стадии проектиро-вания и типа проектируемого самолета, состав и структура электронной моделиможет изменяться, с целью принятия самого оптимального решения для окон-чательной разработки рабочего проекта самолета.

1.5 . Целевая функция разработки алгоритма решения проектной задачи

Для автоматизированного проектирования конструкции самолета, в соот-ветствии с системным подходом к задаче проектирования, необходимо оп-ределить последовательность и объем работ по проектированию. Практи-кой, научными исследованиями и статистическими наблюдениями установлено,

18

Рис. 1.4. Структурн

что конструкция самолета, как бство с каким-либо аналогом, чтустановок, или по каким-либо дс нуля практически не проводитлегчает задачу использования управления разработками, с их онным тезаурусом. Поэтому у пконструкции (облика) нового сарукции, выбрать нормализован

Ф0

Ф1 Ф2 Ф3

Геометрическая

модель

Модель весовых

расчетов

Аэродинамическая

модель

11 1n 21 2n 31 3n

Ф7Моду

71 7

Модельсамолета

ая схема модели самолета (обобщенная).

ы она не была новой, имеет обязательное сход-о в части планера, систем управления, силовыхругим агрегатам. В этой связи, проектированиеся ни на одной новой модели самолета, что об-автоматизированных систем проектирования иинформационным обеспечением и информаци-роектировщика стоит задача при декомпозициимолета, определить типовые элементы конст-ные, стандартизованные и унифицированные

Ф4 Ф5 Ф6

Аэродинамическая

модель

(динамика

7олета

)

Модель компоновки

и,ентровки

Технико-

экономическая

модель

41 6n615n514n

ель силовойстановки

2 7n 7n1

19

виды изделий, используя эту же САПР-КТР. Для этой цели проектировщик дол-жен сформулировать для САПР-КТР целевую функцию разработки алгоритмарешения проектной задачи, с целью расчленения электронной модели на состав-ляющие элементы и выборки типовых проектных решений, либо выборки норма-лизованных, стандартизованных и унифицированных элементов. Это позволит со-кратить время (трудоемкость) проектирования, улучшить качество проекта, тоесть повысить его функциональность и снизить стоимость проекта.

По способу организации управления процессом автоматизированного про-ектирования и выполнения действий по алгоритмизации процесса проектиро-вания все алгоритмы делятся на три основных группы: линейные, разветвляю-щиеся (иерархические) и циклические. В линейных алгоритмах получение ре-зультата достигается путем однократного выполнения одной и той же последо-вательности действий при любых значениях исходной информации (наполне-ние информационной базы САПР). В разветвляющихся (иерархических) ал-горитмах в зависимости от значений исходных данных или промежуточных ре-зультатов предусматривается выбор одной из нескольких возможных последо-вательностей действий – ветвей алгоритма. Такие алгоритмы в отличие от ли-нейных содержат хотя бы по одному логическому модулю. В циклических ал-горитмах, наиболее сложных по структуре, результат получают путем много-кратного повторения некоторой последовательности действий. Поэтому наибо-лее распространенной при решении задач общего проектирования самолета яв-ляется циклическая структура алгоритма, называемая иначе – реляционной (илипостреляционной). Общую схему алгоритма проектной задачи можно предста-вить в виде укрупненного модуля по следующей свернутой обобщенной фор-муле:

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).

Рис. 1.5. Схема укруп

Изменяя входы в модельции обратной связи в модели, д

Модель

Х Областьсуществованияпроекта

Показатель

Проект

Х0

н

о

эффективностипроекта )

D – D

енного обобщенного алгоритма решепроектной задачи

, проектировщик + САПР, выполняюбиваются получения требуемых апри

я

F(X)

Y(X

Стратегия проектирования и управлени

ния

тся функ-орных ха-

20

рактеристик объекта проектирования. Если при этом дополнительно ставитсязадача достижения экстремума целевой функции F(X), то решается задача оп-тимизации технических решений – проектных решений, то есть находитсяэкстремум количественной характеристики проектируемого объекта (самоле-та).

Таким образом, на основании изложенного необходимо решить серьез-ную задачу автоматизированного проектирования – это организовать, то естьспроектировать информационный тезаурус по конструкции самолета, исполь-зуя теоретические – информационные характеристики и проектно-техническоеописание конструкции самолета.

21

2. РАЗРАБОТКА ПРОЕКТНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХФУНКЦИЙ НА ОСНОВЕ ВОПРОСОВ И ОТВЕТОВПО КОНСТРУКЦИИ ИЗДЕЛИЙ (ПО-АГРЕГАТНО)

Рассмотрим логическую последовательность формирования функций напримере вопросов и ответов по конструкции самолета, для чего разобьем этивопросы и ответы по иерархии от теоретической интерпретации самолета доукрупненных агрегатов и узлов самолета, как наиболее наглядных представите-лей изделий промышленного производства.

2.1. Технологические функции поконструкции изделия

ВОПРОС-ОТВЕТ ФУНКЦИЯ2.1.1. В. Что такое самолет?О. Самолетом называется летательный аппараттяжелее воздуха, у которого подъемная сила соз-дается неподвижной несущей поверхностью(крылом и фюзеляжем), при помощи тяги созда-ваемой силовой установкой самолета.

Осуществлять полет(передвижение) (в воз-душном пространствеи обеспечивать выпол-нение функций транс-портировки…)..О0001.

2.1.2. В. Назовите основные части самолета.О. Крыло, фюзеляж, вертикальное и горизон-тальное оперения, силовая установка (установки),взлетно-посадочные устройства, основная ивспомогательная системы управления.

Обеспечить выполне-ние (основных функ-ций самолета)...О0002.

ПО АГРЕГАТАМКрыло: создавать си-лу (подъемную…);Фюзеляж: Размещатьгрузы (авионику, при-боры, десант, пассажи-ров и т.д.)Оперение (горизон-тальное и вертикаль-ное): Обеспечиватьуправляемость [само-лета в полете, приподъеме (взлете) и по-садке…];Взлетно-посадочныеустройства: Обеспе-чивать разбег (длявзлета); восприниматьудар (балансироватьсамолет) ( при посад-ке).

22

2.1.3. В. В чем состоит назначение крыла?О. Крыло создает всю подъемную силу самоле-та, обеспечивает устойчивость, а элероны крылаобеспечивают поперечную управляемость и ба-лансировку самолета и т.д.

Создавать силу (подъ-емную…)..С0001;в обеспечивать ус-тойчивость (попереч-ную);а повышать сопро-тивление (воздуха длясоздания подъемнойсилы…);н балансировать са-молет (с помощьюэлеронов по попереч-ной управляемости).

2.1.4. В. Для чего предназначено вертикальноеоперение?О. Вертикальное оперение обеспечивает путе-вую (угол рыскания) управляемость, устойчи-вость и балансировку самолета.Устойчивость создает киль вертикального опере-ния (В.О), а управляемость и балансировку рулинаправления.

Создавать управляе-мость (и обеспечиватьугол рыскания, балан-сировать самолет…)…………….…...С0019;н балансировать са-молет;в создавать устойчи-вость (с помощью ки-ля и руля направле-ния).

2.1.5. В. Каково назначение горизонтального опе-рения?

О. Горизонтальное оперение (Г.О) обеспечиваетпродольную устойчивость, управляемость и ба-лансировку самолета (угол тангажа). Устойчи-вость обеспечивает стабилизатор, а управляе-мость и балансировку – рули высоты.

Обеспечивать устой-чивость (продольную,управляемость и ба-лансировку – угол тан-гажа)…………О0003;см балансировать са-молет (рулями управ-ления…);н стабилизироватьустойчивость (иуправляемость по уг-лу…);в выставить горизонт(после взлета и обеспе-чить балансировку са-молета рулями высо-ты…).

2.1.6. В. Для чего у самолета фюзеляж?О. Фюзеляж служит для закрепления на нем всехосновных частей самолета и для размещения внем оборудования, экипажа, пассажиров, грузов иэлементов авионики.

Закреплять части(самолета и размещатьоборудование, гру-зы…).…………..З0001;в размещать авиони-

23

ку (элементы управле-ния, приборы экипажа,силовые установки ит.д.);н крепить части (кры-ла, шасси, трубопрово-дов, проводки и т.д.).

2.1.7. В. В чем состоит назначение силовой уста-новки самолета?О. Силовая установка предназначена для созда-ния силы тяги, необходимой для создания подъ-емной силы самолета в различных условиях по-лета.

Создать силу (тяги дляразгона, подъема и пе-редвижения самолета ввоздушном простран-стве…)…….....С0001;в вырабатывать энер-гию (для создания си-лы тяги…);н передвигать само-лет (при взлете и ввоздушном простран-стве).

2.1.8. В. Назначение взлетно-посадочных уст-ройств.О. Взлетно-посадочные устройства обеспечи-вают опирание самолета о взлетно-посадочнуюполосу (ВПП) при стоянке, его передвижение привзлете и посадке и маневрирование на ВПП. Квзлетно-посадочным устройствам относятся:шасси, обеспечивающие передвижение самолета,амортизацию ударов о ВПП при взлете и посадке;средства взлетно-посадочной механизации, до-полнительные разгонные и тормозные устройст-ва.

Воспринимать на-грузку (от веса само-лета во время пере-движения по ВПП привзлете и посад-ке…)…………...В0003;н распределять на-грузку (от удара оВПП при посадке,обеспечивать тормо-жение…);с смягчать удар (накорпус фюзеляжа припосадке и т.д.).

2.1.9. В. Что такое основное управление самоле-та?О. Основное управление самолетом называетсясистема, обеспечивающая управление движениемсамолета, то есть его траекторией в воздушномпространстве.Основная система управления включает в себя:командные рычаги в кабине пилотов; проводку корганам управления самолетом (рулям высоты инаправления, элеронам); агрегаты, обеспечиваю-щие отклонения органов управления.

Осуществлять управ-ление (движением са-молета по траектории ввоздушном простран-стве…).……….О0003;в управлять движе-ние (передвижение)(относительно траек-тории полета…);н соблюдать траекто-рию (движения само-лета по расчету…).

24

2.1.10. В. Вспомогательное управление самолета.О. Вспомогательное управление – это комплексустройств, обеспечивающих управление различ-ными агрегатами и частями самолета (шасси, за-крылками, створками и т.п.).

Осуществлять вы-полнение (главнойфункции управлениясамолетом в совокуп-ности)……….…О0005;в управлять агрега-тами (шасси, закрыл-ками, створками…);н регулироватьуправление (синхрон-ное всем самолетом…).

2.2 Технологические функции по техническимтребованиям к изделию

2.2.1. В. Общетехнические требования к самоле-ту.О. Общетехнические требования предъявляютсяко всем самолетам, а для гражданских самолетовдополнительно они излагаются в нормах летнойгодности.

Предъявлять требо-вания (общетехниче-ские к самолетам всехтипов…)………..П0137.

2.2.2. В. Тактико-технические требования.О. Тактико-технические требования, включаютв себя летно-тактические, технические и специ-альные.

Включать требования(к самолету летно-тактические, техниче-ские и специаль-ные)…………….В0075.

2.2.3. В. Летно-тактические требования.О. Летно-тактические требования определяют:

• Максимальную скорость полета;• потолок полета самолета;• минимальную скорость полета;• вертикальную скорость полета;• время набора заданной высоты;• дальность полета самолета;• маневренные характеристики самолета:- радиус разворота (виража),- вертикальную и горизонтальную пе-регрузки;• взлетно-посадочные характеристики:- скорость отрыва самолета,- длину разбега,- длину взлетной дистанции,- посадочную скорость,- длину пробега,- длину посадочной дистанции.

Сформулировать тре-бования (летно-тактические, с указани-ем всех техническихпараметров по скоростиполета, потолке, даль-ности и т.д.)……С0293;н виражировать раз-ворот (с радиусом);н поднять самолет(через длину взлетнойдистанции со скоро-стью отрыва…).

25

2.2.4. В. Технические требования к самолету.О. Технические требования включают в себя:прочностные, эксплуатационные, технологиче-ские.

Составлять требова-ния (к самолету попрочностным характе-ристикам, эксплуатаци-онным и технологииизготовления)….С0397;см Сформулироватьтребования.

2.2.5. В. Специальные требования.О. Специальные требования определяются на-значением проектируемого самолета.

См Сформулироватьспецтребования (к са-молету морского бази-рования…).

2.2.6. В. Прочностные требования к самолету.О. Прочностные требования регламентируютуровень расчетных нагрузок, запаса прочности ижесткости самолета.

Обеспечить расчет (напрочность и жесткостьконструкции самолетадля выполнения функ-ций по…)….…...О0193;н рассчитать конст-рукцию (самолета напрочность и жест-кость…).

2.2.7. В. Эксплуатационные требования.О. Эксплуатационные требования направленына обеспечение простоты и удобства эксплуата-ции будущего самолета.

Обеспечить простоту(обслуживания…)……..или…..………….О1197;Обеспечить удобство(эксплуатации самоле-та)……………....О1198;н повысить комфорт(в эксплуатации само-лета пассажиром).

2.2.8. В. Технологические требования.О. Технологические требования обеспечиваютпростоту и оптимальную стоимость изготовле-ния, ремонта, технического обслуживания и сер-виса самолета.

Изготавливать само-лет (по простой техно-логии и с оптимальнойстоимостью изготовле-ния, ремонта, техниче-ского обслуживания исервиса…).….…И0933.н оптимизироватьстоимость (изготовле-ния самолета на основесовременной техноло-гии изготовления поматематическому иэлектронному модели-рованию).

26

2.3. Функции классификации изделий (самолетов)

2.3.1. В. Классификация самолетов.О. Самолеты классифицируются:

• по назначению;• по аэродинамической схеме;• по конструктивным признакам.

Классифицироватьсамолеты (по назначе-нию, аэродинамиче-ской схеме, конструк-тивным призна-кам).……………К0011;н определить класс(самолета по схеме);в подразделить само-леты (на классы по на-значению…).

2.3.2. В. Классификация самолета по назначе-нию.О. По назначению самолеты классифицируютсяна военные и гражданские. Военные самолетыиспользуются в военно-воздушных силах (ВВС),в военно-морском флоте (ВМФ) и противовоз-душной обороне (ПВО). Гражданские самолетыразличают: пассажирские, грузовые, учебные испециального назначения. К специальному на-значению можно отнести самолеты санитарные,рыбацкие, пожарно-охранные, погодоразведова-тельные, и др. сугубо гражданского назначения.

Подразделить само-леты (на гражданскиеи военные по конст-руктивным особенно-стям)………...П0131;в классифицироватьназначение (самолетовпо признакам…);см определить класс(самолета и его назна-чение).

2.3.3. В. Классификация самолетов по аэродина-мической схеме.О. По аэродинамической схеме самолеты вы-полняются:

• нормальной (классической) схемы;• схемы «утка»;• схемы «бесхвостка».

Аэродинамическая схема характеризуется коли-чеством и взаимным расположением его несущихчастей: крыла и оперения.

Выполнять схему(устройства самолетапо … схеме)…..В0051;н схематизироватьвид (самолета по не-сущим частям крыла иоперения).

2.3.4. В. Самолеты нормальной аэродинамиче-ской схемы.О. Нормальная аэродинамическая схема само-лета выполняется и характерна расположениемгоризонтального оперения за крылом. Крыло об-текается невозмущенным потоком. Оперение на-ходится в худших условиях, но обеспечивает хо-рошую продольную устойчивость самолета иуправления им.

Спроектировать са-молет (нормальной аэ-родинамической схемыс горизонтальным опе-рением за кры-лом)……………С0011;н расположить опере-ние (горизонтальное закрылом);с сбалансировать ус-тойчивость (самолета

27

за счет размещенияоперения горизонталь-ного за крылом).

2.3.5. В. Самолеты схемы «Утка».О. В самолетах схемы «Утка» горизонтальноеоперение расположено впереди крыла на носовойчасти, обтекается невозмущенным потоком и по-этому более нагружено, чем хвостовое. Путеваяустойчивость ухудшается.

Располагать оперение(на носовой части са-молета)………...Р0131;в воспринимать на-гружение (носовой ча-стью самолета с помо-щью горизонтальногооперения);н нагружать самолет(по носовой части засчет горизонтальногооперения).

2.3.6. В. Самолеты схемы «Бесхвостка».О. Самолеты схемы «бесхвостка» не имеют го-ризонтального оперения, обладают минимальнымлобовым сопротивлением, но требуют принятиямер для обеспечения необходимой в полете ус-тойчивости управляемости. Элероны в концекрыла выполняют роль элеронов и рулей высоты.

Уменьшать сопро-тивление (лобовое засчет проектированиясамолета по схеме«бесхвостка»)…У0055;н сохранять устойчи-вость (самолета в по-лете за счет установкиэлеронов в конце кры-ла…);в снизить сопротив-ление (лобовое за счетсхемы «бесхвост-ка»…).

2.3.7. В. Классификация самолетов по конструк-тивным признакам.О. По конструктивным признакам самолетыклассифицируются по:

• количеству и расположению крыльев;• типу фюзеляжа;• типу применяемых двигателей, их распо-ложению и числу;

• схемам шасси.

Проектировать само-лет (по конструктив-ным признакам...)………………..П0008;н классифицироватьконструкцию (самоле-тов по: количеству ирасположению крыль-ев и т.д.).в спроектировать са-молет [по следующимконструктивным при-знакам: (идет перечис-ление)].

28

2.4. Нагрузки действующие на самолети их главные функции

2.4.1. В. Силы действующие на самолет.О. Силы действующие на самолет различают-ся: по характеру распределения, по величине инаправлению.

Определить действие(сил по характеру при-ложения, распределения,величине и направле-нию)…...О0035;н приложить силы (наконструкцию самолета ввиде математической иэлектронной модели).

2.4.2. В. Силы по характеру приложения.О. По характеру приложения сил на самолетони бывают: статические, неизменяющиеся втечении длительного времени и динамические,быстро меняющиеся во времени действия насамолет.

Характеризовать силы(действующие на само-лет как статические идинамиче-ские)…………..Х0009;см сформулироватьхарактеристики (при-ложения сил, дейст-вующих на самолет).

2.4.3. В. Силы по характеру распределения.О. По характеру распределения силы разли-чают на сосредоточенные, приложенные на не-большом участке конструкции (точечно) и рас-пределенные по длине, поверхности, объемуконструкции.

Различать распределе-ние (сил на участке кон-струкции самоле-та)………………Р0131;н распределить силы(по длине, поверхности,объему конструкции са-молета).

2.4.4. В. Силы по величине и направлению.О. По величине и направлению силы, дейст-вующие на самолет разделяют на: поверхност-ные и массовые.Поверхностные силы могут быть сосредото-ченными и распределенными. Это аэродина-мические силы давления и разряжения, силы тя-ги двигателя, силы реакции земли при взлете истоянке и силы взаимодействия частей самоле-та. Массовые силы – это силы тяжести и инер-ционные силы. Они пропорциональны массе ираспределены по всему объему самолета.

Разделить силы (на по-верхностные: сосредо-точенные и распреде-ленные)……...Р0039;н рассматривать силы(действующие на само-лет как аэродинамиче-ские давления и разря-жения);в распределить силы(на массовые: инерци-онные, силы тяжести,силы реакции земли, привзлете и др.).

2.4.5. В. Упрощенное представление сил придвижении самолета.О. При движении самолета, для упрощения

Упростить представ-ление (сил и заменитьвсе действующие силы

29

заменяют все действующие силы их равно-действующими, приложенными в центре тяже-сти самолета и моментами от их переноса. Тра-ектория самолета представляется в виде дви-жущейся материальной точки, к которой при-ложены силы и моменты рассматриваемые придвижении самолета относительно центра тяже-сти. Силы раскладываются в скоростной систе-ме координат.

их равнодействующи-ми)…………….У0139;в представить траекто-рию (движения самоле-та движущейся точ-кой…);н рассматривать дви-жение (самолета в видематериальной движу-щейся точки) и т.д.

2.4.6. В. Источники нагрева при движении са-молета.О. Источниками нагрева самолета являются:

• пограничный слой воздуха (аэродинами-ческий нагрев);

• атмосферная и солнечная радиация;• горячие агрегаты самолета.

Свести нагрев (придвижении самолета доминимального за счет:уменьшения аэродина-мического нагрева, ат-мосферной и солнечнойрадиации, охлаждениягорячих агрега-тов…)…………С0027;н снизить нагрев (засчет уменьшения аэро-динамического сопро-тивления…);в определить источни-ки (нагрева конструкциисамолета при проекти-ровании по математиче-ской и электронной мо-дели…);с уменьшить нагрев(аэродинамический…).

2.4.7. В. Изменения в конструкции самолета принагреве.О. При нагреве в конструкции самолета воз-никают добавочные напряжения, возникаеткоробление конструкции, изменяются прочно-стные характеристики конструкции: временноесопротивление разрыву (σв), модуль упругостипервого рода (Е).

Улучшать конструк-цию (самолета при про-ектировании на предметснятия добавочных на-пряжений при нагревахи снятия явления короб-леия)…………….У1311;См повышать сопро-тивление [разрыву (σв)и др.];с снимать сопротивле-ние [разрыву (σв), с уве-личением модуля упру-гости первого рода(E)].

30

2.4.8. В. Акустические нагрузки самолета.О. Акустические нагрузки, переменные на-грузки на конструкцию самолета со звуковымичастотами от шумов. Нагрузки невелики, но по-вторяются при эксплуатации сотни миллионовраз, вызывая усталостное разрушение отдель-ных элементов конструкции. Акустические шу-мы снижают комфорт экипажа и пассажиров.

Повышать сопротив-ляемость (акустическимнагрузкам конструкциисамолета за счет исполь-зования акустикопогло-щающих и звукопогло-щающих материалов)…………………..П0131;в снижать перегрузки(от явления акустики засчет использования но-вых материалов…);н защитить экипаж (отакустических нагрузокза счет улучшения ин-терьера кабины пило-тов).

2.4.9. В. Поворотные нагрузки.О. Поворотные нагрузки бывают статическиеи динамические, не вызывающие разрушенияконструкции, но повторяющиеся циклически иснижающие усталостную прочность конструк-ции.

Поворачивать самолет(в полете плавным пово-ротом руля, с цельюснижения статических идинамических нагрузокна конструкцию самоле-та) …………..…..П0131;см снижать нагрузки(при поворотах и разво-ротах самолета в полете,с целью снижения пово-ротных нагрузок, какстатических, так и ди-намических).

2.4.10. В. Что такое перегрузка самолета.О. Перегрузка ( )n , это отношение величиныравнодействующей поверхностных сил, дейст-вующих на самолет к его силе тяжести.

Снижать перегрузку(на конструкцию само-лета за счет планомер-ного снижения массысамолета и использова-ния прочных и легкихматериалов)……С0333;н уменьшать массу(самолета за счет ис-пользования новыхпрочных и легких мате-риалов типа гнутыхпрофилей с изгибом).

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

Снижать отношение[поверхностных сил тя-

31

суммы поверхностных сил и сил тяги, отнесен-ных к силе тяжести самолета:

;G

PPn аэр +

=

перегрузка при посадке равна отношению сум-мы поверхностных сил, сил тяги и сил реакциишасси к силе тяжести самолета:

.G

RPPn шаэр ++

=

ги, отнесенных к силетяжести самолета, тоесть ( )n<< ]……..С0177;н обеспечить снижение(нагрузки на конструк-цию самолета при по-садке) и т.д.

2.4.12. В. Полная, нормальная, тангенциальная,боковая перегрузка.О. Полная перегрузка равна корню квадрат-ному из суммы квадратов ее проекции на осискоростной системы координат в направленияхподъемной силы, лобового сопротивления и бо-ков:

;222zxy nnnn ++=

Нормальная перегрузка создается толькоподъемной силой самолета:

;GYny =

Тангенциальная (продольная) перегрузка –это отношение разности между силой тяги и си-лой лобового аэродинамического сопротивле-ния самолета к силе тяжести самолета:

GQPnx

−= ;

Боковая перегрузка создается боковой силой:

.GZnz =

Уменьшать перегруз-ку, (действующую пол-ную, нормальную, тан-генциальную, боковуюза счет повышения обте-каемости конструкции иулучшении аэродинами-ческих характеристикфюзеляжа и крыла)………….……….У0199;н снимать перегрузки(за счет повышения аэ-родинамических харак-теристик при проекти-ровании конструкциисамолета…).

2.4.13. В. Перегрузка в горизонтальном полете.О. В горизонтальном полете с постояннойскоростью, подъемная сила равна весу самоле-та; сила тяги равна силе лобового сопротивле-ния, боковая сила равна нулю; перегрузка поосям системы координат равна единице; нор-мальная:

;1==GYny

продольная: ;0=−=G

QPnx

боковая: .0==QZnz

Осуществлять полет (вгоризонте с постояннойскоростью для сниженияперегрузок)…….О0017;н сравнять перегрузки(нормальную единице,продольную и боковуюнулю) и т.д.

32

2.4.14. В. Перегрузка в криволинейном полете вгоризонтальной плоскости.О. Перегрузка в криволинейном полете в го-ризонтальной плоскости определяется вели-чиной угла крена самолета:

γ=

cos1

yn

и приложением дополнительной боковой силы,определяющей радиус виража:

.2

γ⋅=

tggVR

Определять величину(угла крена самолета длярасчета перегрузок вкриволинейном поле-те)……………...О0131;в держать горизонт (вкриволинейном полетедля снижения перегру-зок);н обеспечить полет (вгоризонте при разворотедля снижения перегру-зок) и т.д.

2.4.15. В. Перегрузка в криволинейном полете ввертикальной плоскости.О. В криволинейном полете в вертикальнойплоскости надо создать дополнительную силуравной инерционной.Перегрузка при угле Θ определяется по форму-ле:

. cos2

GmприgRVny =+Θ=

Создавать силу (допол-нительную, равнуюинерционной при кри-волинейном полете ввертикальной плоско-сти)…………….С0311;в определять перегруз-ку (в криволинейномполете в вертикальнойплоскости) и т.д.

2.4.16. В. Перегрузка при полете в неспокойномвоздухе.О. Перегрузка при полете в неспокойномвоздухе вызваны перемещением масс воздухаотносительно самолета. Эти потоки воздуха де-лятся на восходящие, нисходящие, встречные,попутные и боковые. Перегрузка в направленииподъемной силы возрастает и зависит: от верти-кального порыва (U), от скорости полета (V), отплотности воздуха (ρ), от нагрузки на 1 м2 пло-

щади крыла

=

крSGP и равна:

.2

1 крyy SGVUCn ⋅ρ⋅⋅+= α

Рассчитать перегрузки(действующие на само-лет при полете в неспо-койном возду-хе)……………...Р0142;н смоделировать пере-грузки (действующие насамолет при полете в не-спокойном воздухе в ви-де электронной моделина ЭВМ для определе-ния ny);в нагрузить модель(самолета в направленииподъемной силы, а так-же потоками нисходя-щим, восходящим,встречным и боковымдля моделирования на-грузок на ЭВМ) и т.д.

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

Задавать уровень(прочности самолета поположительной и отри-

33

симально допустимыми в эксплуатации поло-жительной ( )э

mn ax и отрицательной ( )эnmin пере-грузками и скоростным напором:

.2 max

2

max

ρ= Vq

цательной перегруз-кам)……………..З0005;в моделировать проч-ность (конструкции са-молета в виде математи-ческой и электронноймодели);н считать уровень(прочности самолета помаксимально допусти-мым положительным иотрицательным пере-грузкам…).

2.4.18. В. Перегрузка самолета в зависимости отего маневренности.О. Маневренность самолета определяется егоназначением и тактико-техническими данными(ТТД) и задает перегрузки эnmax и эnmin в нормахпрочности. От степени маневренности самолетыделят на три класса:Класс-А – маневренные самолеты (истребите-ли) - ;5max >эnКласс-Б ограниченно-маневренные 43max ÷=эn(бомбардировщики);Класс-В не маневренные самолеты (транспорт-ные, пассажирские) - .32max ÷=эn

Довести маневрен-ность (самолета в зави-симости от класса до

;5max >эn 43max ÷=эn ;32max ÷=эn )……..Д0019;

с обеспечить расчет(маневренности в зави-симости от класса…);в определять манев-ренность (самолета наоснове математическогои электронного модели-рования) и т.д.

2.4.19. В. Скоростной напор в нормах прочно-сти.О. Предельный скоростной напор для данноготипа самолетов qmax принимается при проекти-ровании. При помощи qmax нормами прочностизадается нагрузка на крыло, оперение, фюзеляж.В полете qmax ограничивается Vпред.

Принимать напор (ско-ростной – предельныйпри помощи определе-ния qmax на модели само-лета по нормам прочно-сти задающих нагрузокна крыло, оперение, фю-зеляж)…………П0193;н ограничить qmax (по-казатели предельнойскорости Vпред);с проектировать кон-струкцию (самолета сопределением предель-ного скоростного напорачерез qmax).

2.4.20. В. Коэффициент безопасности.О. При эксплуатационных перегрузках, самолет

Определять коэффици-ент (безопасности опти-

34

не должен иметь остаточных деформаций, тоесть расчетные разрушающие нагрузки должныбыть больше эксплуатационных, называютсякоэффициентом безопасности:

.maxmaxээ ПП

PPf ==

Чем больше коэффициент безопасности, тембольше прочность самолета и его масса, поэто-му в самолетостроении применяют возможноминимальное значение коэффициента безопас-ности.

мально-достаточногозначения для достиже-ния разрушающих ха-рактеристик большихэксплуатационных, с це-лью снижения массысамолета)….……О0191;в произвести расчет(коэффициента безопас-ности оптимально-достаточного значения);см рассчитать коэффи-циент (безопасности всоответствии с классомсамолета);н снижать перегрузки(и остаточные деформа-ции путем определениякоэффициента безопас-ности f оптимально-допустимой величины).

2.4.21. В. Основные случаи нагружения самоле-та.О. Нормы прочности задают основные случаинагружения самолета, которые представляютоднозначно заданные режимы полета или по-садки. Прочность каждой части самолета прове-ряется наиболее тяжелыми условиями нагруже-ния. Полетные случаи нагружения задаются по-средством задания двух из трех величин n, q, Cy,а также определяются из формулы:

.кр

y

SGqC

n⋅

=

Основные полетные случаи нагружения А1-А;В; С; Д-Д; посадочные Е; С; Е и т.д.

Задавать нагружения(самолета, однозначнопредставляющие задан-ные режимы полета илипосадки посредствомдвух из трех величин n,q, Cy)……………..З0213;н представлять нагру-жения (в виде двух изтрех величин n, q, Cy ит.д.);в сформулировать слу-чаи (нагружения приоднозначно заданныхрежимах полета и по-садки) и т.д.

2.4.22. В. Нормы прочности и оценка прочностиконструкции самолета и его частей.О. Нормы прочности определяют расчетныенагрузки и оценивают прочность самолета. Ис-пытания конструкции самолета в статическихлабораториях путем приложения последова-тельно возрастающих нагрузок до разрушенияявляются надежным способом контроля расче-тов на прочность. Большое расхождение между

Определить нормы(прочности расчетнымиперегрузками и оценитьпрочность конструкциисамолета)…...…...О1111;н оценить прочность(конструкции самолета);с производить испыта-ние (конструкции само-

35

фактическими и расчетными разрушающиминагрузками недопустимо.В серийном производстве проводятся контроль-ные испытания для проверки уровня прочностиконструкции в результате возможных измене-ний технологии производства.Кроме статических самолет подвергают и дина-мическим испытаниям на усталость. Летные ис-пытания самолета дают окончательное заклю-чение о пригодности его к эксплуатации и соот-ветствии его тактико-технических данных за-данным.

лета в условиях произ-водства);н подвергнуть конст-рукцию (испытаниям надинамические нагруз-ки…);в испытывать конст-рукцию (самолета поагрегатам в производст-венно-лабораторных ус-ловиях…);а производить испыта-ние (конструкции само-лета в лабораториях пу-тем приложения после-довательно возрастаю-щих нагрузок до разру-шения…) и т.д.

2.4.23. В. Ограничение скоростей.О. Скорости установившегося горизонталь-ного полета самолета на заданной высоте оп-ределяются равенством потребных и распола-гаемых тяг. Часто скорости полета самолетов смаксимальной тягой двигателей оказываютсянедопустимыми. Ограничение скоростей вво-дятся в соответствии с условиями статическойи динамической прочности самолета и двигате-ля, устойчивости, управляемости, балансировкиего, вибрациям конструкций, по предельномускоростному напору, по числу Маха (М) из ус-ловий аэродинамического нагрева конструкции,устойчивости и управляемости.

Вводить ограничения(скоростей в соответст-вии с условиями стати-ческой и динамическойпрочности самолета идвигателей)…..…В0335;С не допускать тягу(двигателя максималь-ного значения);а ограничивать тягу(двигателя до оптималь-ного значения);в определять величину(скоростного напора почислу М из условий аэ-родинамического нагре-ва конструкции, устой-чивости и управляемо-сти) и т.д.

2.4.24. В. Ограничения по условиям полета в не-спокойном воздухе.О. При полете в неспокойном воздухе ограни-чиваются максимально допустимые скоро-сти у маневренных самолетов и ограниченноманевренных самолетов с малыми значениямидопустимой эксплуатационной перегрузки.

Ограничивать скоро-сти (при полете в неспо-койном воздухе у нема-невренных и ограничен-но маневренных самоле-тов…)…………...О1213;в снижать скорости(при полете в неспокой-ном воздухе…);

36

н уменьшать скорости(максимально допусти-мые…).

2.4.25. В. Ограничения по предельному скоро-стному напору.О. Скоростной напор определяет нагрузки насамолет и его части, эnmax , все аэродинамическиесилы, действующие на внешнюю поверхность.Величина предельно допустимого скоростногонапора устанавливается из условий увязки тре-бований максимальной скорости с минималь-ным весом конструкции при необходимойпрочности самолета.

Увязывать требования(максимальной скоростис минимальным весомконструкции при необ-ходимой прочности)…..……………...У1321;н устанавливать тре-бования (из условийувязки требований…);С определять нагрузки(на самолет по скорост-ному напору…) и т.д.

2.4.26. В. Ограничение по числу Маха.О. Максимально-допустимое число Маха –Мпред, определяется сохранением самолетом ха-рактеристик устойчивости и управляемости,безотказной работы двигателя ввиду опреде-ленных чисел М для работы входного устройст-ва и компрессора двигателя. С увеличениемчисла М полета возрастает нагрев самолета, чтопри расчете самолета на прочность требует за-дания определенных механических свойств ма-териала.

Определять число (Ма-ха – Мпред, максимально-допустимое…)…О0199;в задавать свойства[материалов при расчетесамолета по числу Маха(М)];н обеспечивать работу(входного устройства икомпрессора двигателя);с производить расчет(самолета с заданиемопределенных механи-ческих свойств материа-лов с увеличением числаМ).

2.4.27. В. Ограничения в связи с самоколеба-ниями конструкции.О. Ограничения скорости полета связываютс самоколебаниями частей самолета, называе-мых флаттером, которые приводят к разруше-нию самолета.

Ограничивать ско-рость [полета для лик-видации или уменьше-ния самоколебаний(флаттера)]……О1501;в Устранять флаттер(за счет совершенство-вания обтекаемостикорпуса самолета и уст-ранения скачка уплот-нения);а снижать скорость(движения самолета привозникновении флатте-ра) и т.д.

37

2.4.28. В. Ограничения скорости полета, связан-ные с жесткой прочностью конструкции.О. Ограничения скорости полета самолетасвязывают с местной прочностью конструк-ции самолета, со скоростью, при которой вы-пускаются закрылки, шасси, используются под-весные баки.

Связывать конструк-цию (с местной прочно-стью, чтобы снизить ог-раничения скорости по-лета)……….…….С0055;н рассчитать ограни-чения (скорости полетасамолета…);см ограничить ско-рость (полет самолета) ит.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 ме-ханизацией крыла; оперение, киль и стабилизаторс рулями высоты и направления; фюзеляж – яв-ляются несущей основой конструкции самолета.К авиационным конструкциям предъявляют сле-дующие общие требования:1. Уменьшение аэродинамического сопротив-ления;

2. Обеспечение необходимой прочности и же-сткости;

3. уменьшение массы конструкции;4. технологичность изготовления конструк-ции;

5. удобство эксплуатации и ремонта;6. обеспечение боевой живучести и эксплуа-тационной надежности.

Сформулировать тре-бования (к каркаснойгруппе: крылу, килю,стабилизатору, фюзе-ляжу и др.)…...С0007;в предъявлять требо-вания (к каркаснойгруппе и авиационнымконструкциям);н уменьшать сопро-тивление (аэродина-мическое);н обеспечить проч-ность (конструкции);н обеспечить жест-кость (необходимую);н уменьшать массу(конструкции за счетиспользования новыхматериалов и ПКМ);н предусматриватьремонтопригодность(конструкции, удобст-во эксплуатации);н повышать живу-честь (боевой конст-рукции и эксплуатаци-онную надежность са-молета).

38

2.5.2. В. Аэродинамические требования.О. Возможно малое аэродинамическое сопро-тивление самолета определяют: назначение са-молета, его внешние аэродинамические качества(характеристики) (формы профилей крыла и опе-рения; относительная толщина, удлинение крыла;форма крыла; размеры, форма и удлинение фюзе-ляжа; интерференция фюзеляжа; интерференциямежду частями самолета); качество поверхностии точность аэродинамических обводов поверхно-стей.

Определить назначе-ние (самолета по фор-мам агрегатов и аэро-динамическому сопро-тивлению)……О0077;в обеспечивать каче-ство (поверхности,точность аэродинами-ческих обводов по-верхностей для сниже-ния аэродинамическогосопротивления);в снижать сопротив-ления (аэродинамиче-ские за счет повыше-ния качества поверхно-сти и точности аэроди-намических обводовповерхностей).

2.5.3. В. Требования по обеспечению прочности ижесткости.О. Прочность и жесткость каркасной группыопределяется тем, что конструкция не должнаразрушаться при действии нагрузок меньше рас-четных; она должна противостоять деформирова-нию и не иметь остаточных деформаций; придействии повторных и динамических нагрузок вэлементах конструкции не должно быть повреж-дений.

Заложить жесткость(конструкции самолетапри проектировании,обеспечивающей проч-ность конструкции,противостояние де-формированию ит.д.)…………….З0053;с определить проч-ность (и жесткостьконструкции в процес-се проектирования наматематической иэлектронной модели покритерию функцио-нальности);н предотвращать по-вреждение (элементомконструкции при дей-ствии повторных и ди-намических нагрузок, атакже при механиче-ских испытаниях);а не производить ис-пытания (элементовконструкции самолета,допускающих повреж-

39

дения).2.5.4. В. Требования наименьшей массы конст-рукции.О. Масса каркасной группы определяется:

• уровнем расчетных напряжений, запасомпрочности;

• силовой схемой конструкции;• применяемыми материалами;• рациональным выбором внешних форм ипараметров;

• технологией изготовления деталей и узлов.

Спроектировать мас-су (самолета, руково-дствуясь:• уровнем расчет-ных напряжений, запа-сом прочности;• силовой схемойконструкции ит.д.)……………С0301;см рассчитать массу(каркасной группы последующим показате-лям…);с закладывать массу(каркасной группы порезультатам моделиро-вания по следующимкритериям:• уровню расчет-ных напряжений, запа-са прочности;• силовой схемыконструкции и т.д.).

2.5.5. В. Технологические требования к конст-рукции.О. Технологичности конструкции способству-ют следующие мероприятия:

• простота форм частей планера;• членение конструкции на агрегаты, секции,панели и узлы;

• применение в конструкции нормализован-ных и стандартных деталей и преемствен-ности элементов конструкции;

• ограничение высоких требований к точно-сти размеров, формы, расположения и кчистоте обработки поверхностей элементовконструкции;

• правильный выбор материалов;• выбор рациональной технологии для полу-чения заготовок и способов их обработки;

• выбор рационального способа соединенияэлементов конструкции.

Обеспечить техноло-гичность (конструк-ции по парамет-рам)……………О0199;н упрощать форму(частей и планера);н членить конструк-цию (на агрегаты, сек-ции, панели и узлы);н применять детали (вконструкции: нормали-зованные и стандарт-ные, а также при воз-можности предусмат-ривать преемствен-ность конструкции);н ограничивать тре-бования (к точностиразмеров, форме, рас-положения и чистотеобработки поверхностиэлементов конструк-

40

ции);н выбирать материа-лы (прочные, но лег-кие и технологическиобрабатываемые);н оптимизироватьвыбор (технологии по-лучения заготовок испособов их обработ-ки);н соединять элементы(конструкции рацио-нальными способамипо рациональной ипрогрессивной техно-логии).

2.5.6. В. Эксплуатационные требования.О. Эксплуатационная технологичность само-лета осуществляется конструкторами, технолога-ми и эксплуатационниками. Это удобство осмот-ра, обслуживания, ремонта планера, транспорти-ровки. Детали, узлы и агрегаты изготавливаютсяс учетом взаимозаменяемости с надежным за-щитным антикоррозионным покрытием. Конст-рукция планера должна быть приспособлена кприменению наземного оборудования при об-служивании.

Доводить техноло-гичность (эксплуата-ционную за счет высо-кой культуры проекти-рования и изготовле-ния на высокооргани-зованном производст-ве)……………..Д0773;н совершенствоватьобслуживание (техни-ческий осмотр, преду-предительный и плано-вый ремонты и т.д.);н проектировать де-тали (с учетом взаимо-заменяемости, с на-дежным защитным ан-тикоррозионным по-крытием и т.д.);н приспособить кон-струкцию (планера кприменению наземногооборудования при об-служивании).

2.5.7. В. Требования по обеспечению высокойживучести и эксплуатационной надежности.О. Боевой живучестью называют способностьсамолета продолжать полет после полученныхповреждений. Для обеспечения живучести поль-зуются следующими конструктивными приема-

Повышать живучесть(самолета за счет кон-структивных реше-ний)……………П0083;в использовать прие-мы (конструкторские);

41

ми:• дублированием элементов конструкции;• применением конструкций с обшивкой, ра-ботающей на изгиб и кручение;

• исключением сплошных перегородок, де-лящих объемы изолированных отсеков,опасные при взрыве и др;

• резервирование важных систем и агрегатов.

н дублировать эле-менты (конструкции);н применять конст-рукции (с обшивкой,работающей на изгиб);н исключать перего-родки (делящихсплошь объемы изоли-рованных отсеков,опасных при взры-ве…);н резервировать сис-темы (и агрегаты идругие важные систе-мы).

2.5.8. В. Требования к материалам каркаснойгруппы.О. Материалы каркасной группы должны:

• обладать высокими механическими свойст-вами при минимальной плотности;

• иметь хорошие технологические свойства;• быть устойчивыми к коррозии;• иметь оптимальную стоимость.

Выбирать материалы(для конструкции са-молета)………..В0111;н иметь свойства (приминимальной плотно-сти механически высо-копрочные);н обеспечить техноло-гичность (при обра-ботке и быть устойчи-вым к коррозии);см иметь стоимость(оптимальную).

2.5.9. В. Механические свойства материалов.О. Материал должен:

• иметь весовую выгодность для данной кон-струкции;

• иметь термостойкость;• обладать высокой удельной прочностью ижесткостью;

• иметь высокий модуль упругости.

Подбирать материал(для конструкции са-молета с высокими ме-ханическими свойства-ми)……....……..П0231;н иметь вес (опти-мальной выгодностидля конкретной конст-рукции);см иметь термостой-кость;см иметь прочность(и жесткость) (удельновысокой);см иметь модуль (уп-ругости высокогоуровня) и т.д.

42

2.5.10. В. Аэродинамические свойства материа-лов.О. При выборе материалов для планера самоле-та по технологическим свойствам их сравниваютпо деформируемости в холодном и горячем со-стоянии, свариваемости, литейным свойствам,способности к обработке резанием. Технологи-чен тот материал, который обеспечивает наибо-лее простой технологический процесс и высокиестабильные физико-механические свойства дета-ли.

Рассматривать мате-риал (по свойствам:технологическим; де-формируемости в хо-лодном и горячем со-стоянии; свариваемо-сти; литейным свойст-вам; способности к об-работке резани-ем)……………...Р0551;см обеспечить техно-логичность (материа-ла, простой технологи-ческий процесс его об-работки);см обеспечить ста-бильность (техноло-гии обработки и физи-ко-механическихсвойств детали).

2.5.11. В. Что такое коррозия материала с физи-ческой точки зрения и что отнести к противокор-розионной защите?О. Коррозией материала называют разрушенияметаллов и сплавов в следствии химического илиэлектрического взаимодействия их с окружаю-щей средой. К противокоррозионной защите ма-териалов следует отнести:

• применение антикоррозионных металлов исплавов, устойчивых к данной среде;

• применение специальных присадок и тща-тельной очистки от вредных примесей;

• создание защитных поверхностных пленокна элементах конструкции;

• насыщение среды замедлителями коррозии(ингибиторами).

Предотвратить раз-рушения (от действиякоррозии при помощиантикоррозионных по-крытий)………..П1009;н устранить воздейст-вия (химические, элек-трические с окружаю-щей средой);н не допускать кон-такты (не покрытогоантикоррозионнымиматериалами изделияили деталей);н применять присад-ки (в антикоррозион-ные присадки…);н очищать поверх-ность (изделий, сбо-рок, деталей самолетаот поверхностныхвредных пленок…);н насыщать среду(ингибиторами, замед-ляющими коррозию).

43

2.5.12. В. Строительная механика самолета.О. Строительная механика самолета – это раз-дел общей механики, рассматривающий вопросыиерархического построения изделий (самолета) спозиции логики, функциональности и последова-тельности технологической сборки и изготовле-ния каркасов.

Строить каркасы(самолета в соответст-вии с законами аэро-динамики и логическо-го конструирова-ния)…………….С1013;см рассматривать во-просы (конструктив-ного построения об-разца самолета);с достигать техноло-гичность (изготовле-ния каркасных конст-рукций самолета с по-зиции логики и функ-циональности).

2.5.13. В. Что изучает строительная механика.О. Строительная механика изучает силовыесхемы конструкции, их прочность, жесткость иустойчивость под действием различных нагрузок.

Изучать схемы (сило-вых конструкций, ихпрочность, жесткость иустойчивость под дей-ствием различных на-грузок)……...И0031;в проектировать кон-струкцию (самолета иего агрегаты, обеспе-чивая их прочность,жесткость и др. по ре-зультатам машинногопроектирования);н различать нагрузки,(изучая силовые схемыконструкции…).

2.5.14. В. Как определить усилия в элементахавиаконструкций?О. Определение усилий в элементах авиаконст-рукций выполняется в три этапа:

• выбор рациональной расчетной схемы;• расчет усилий в элементах принятой схемы

– балках, оболочках, стержнях, панелях ме-тодами строительной механики;

• испытание модели или конструкции с це-лью расчетных данных с данными испыта-ний.

Определять усилия (вэлементах авиаконст-рукций в три эта-па)……………..О0093;н выбирать схему (ра-ционального расчета);н рассчитывать уси-лия (в элементах при-нятой схемы: балках,оболочках и др.);в испытывать модель(или конструкции кар-касов по методамстроительной механи-

44

ки… по данным испы-таний);с производить расче-ты (конструкции само-лета по методам строи-тельной механики) ит.д.

2.5.15. В. Стержневые системы в конструкциисамолета.О. Стержень – элемент конструкции, работаю-щий на сжатие или растяжение, у которого одноизмерение гораздо больше двух других.Стойка шасси рассматривается как сжатыйстержень под действием силы, действующейвдоль оси стойки при ударе самолета о землю.Стержневые системы применяются в конструк-циях, нагруженных большими сосредоточеннымисилами. Стержни в самолетах служат: подкосамишасси; стойками шасси; раскосами; тягамиуправления; колесами, стойками и раскосамиферменного лонжерона.

Рассматривать стер-жень (как элементконструкции, рабо-тающей на сжа-тие)…………….Р0432;С сжимать стержень(под действием силы,действующей вдольоси…);а нагружать систему(стержневую больши-ми сосредоточеннымисилами);а применять стержень(для проектированияподкосов шасси, раско-сов шасси, тяг управ-ления, поясов, стоек ираскосов ферменноголонжерона);н проектироватьстойку (шасси с ис-пользованием стерж-ней) и т.д.

2.5.16. В. Как рассматривается крыло в строи-тельной механике?О. Свободно несущее крыло самолета рассмат-ривается как консольная балка, жестко заделан-ная в фюзеляж. Продольные элементы крылавоспринимают только нормальные усилия, а так-же стенки и обшивка – только касательные. Врасчетах сечения крыла исключают хвостовую(после заднего лонжерона) и носовую (до перед-него лонжерона) часть, а сечение средней частисчитают прямоугольным.

Заделывать балку (вфюзеляж как жесткуюконструкцию несущегокрыла самолета).З0019;а воспринимать уси-лия (на продольныеэлементы крыла кактолько нормальные);а исключать части[после заднего лонже-рона (хвостовую) и допереднего лонжерона(носовую) в расчетахсечения крыла];с считать сечения

45

(средней части крылапрямоугольными).

2.5.17. В. Стойка шасси под действием сил.О. Стойка шасси под действием силы перпен-дикулярной поверхности земли рассматриваетсякак сжатый стержень, под действием составляю-щей этой силы, действующей вдоль оси стойки, икак консольная балка, работающая на изгиб, поддействием составляющей этой же силы, дейст-вующей параллельно плоскости земли.

Воспринимать усилия(действующие перпен-дикулярно поверхно-сти земли на стер-жень)…………..В1031;см сжимать стержень(под действием состав-ляющей силы, перпен-дикулярной поверхно-сти земли…);а изгибать балку(консольную, под дей-ствием составляющейсилы…) и т.д.

2.5.18. В. Замкнутая оболочка.О. Крыло, оперение, фюзеляж – часто выполня-ются как тонкостенные подкрепленные оболочки.Замкнутая оболочка – это конструкция,имеющая форму криволинейной поверхности, со-стоящая из обшивки, набора продольных элемен-тов (стрингеры, лонжероны) и поперечных эле-ментов (нервюра, шпангоуты), подкрепляющихобшивку.

Выполнять оболочку(как тонкостеннуюконструкцию крыла,оперения и фюзеляжазамкнутого контуракриволинейной по-верхности)…….В0593;н проектировать по-верхность (крыла,оперения, фюзеляжакак замкнутую криво-линейную обшивку…);с подкреплять об-шивку [продольнымиэлементами (стринге-ры, лонжероны), попе-речными элементами(нервюры, шпангоуты)и т.д.

2.5.19. В. Тонкостенная балка – элемент каркас-ной группы.О. Тонкостенная балка (лонжерон) состоит издвух поясов таврового или уголкового сечения,тонкой стенки, и является распространенным си-ловым элементом каркасной группы, работаю-щим на изгиб. Форма сечения балки (лонжерона)выбрана так, что обеспечивает наибольшую из-гибную жесткость в плоскости ее стенки и наи-больший момент сопротивления изгибу. Такиебалки плохо работают на кручение. При нагру-

Амортизировать из-гиб [тонкостеннойбалки (лонжерона) засчет двух поясов тав-рового или уголковогосечения как элементовкаркасной группы вконструкции самоле-та]……………..А0631;а создавать усилия(сжатия и растяжения);

46

жении балки изгибающие моменты в ее поясахсоздают осевые усилия сжатия и растяжения.Стенка балки, представляющая собой пластину,обладает большой жесткостью на сдвиг в своейплоскости и служит основным элементом конст-рукции каркасной группы, воспринимающимраспределение сдвигающей силы. Под действиемпоперечной перерезывающей силы в стенке воз-никают сдвигающие (касательные) усилия.

а распределять силы(по элементам каркас-ной группы за счет же-стких пластин…);н выбирать конст-рукцию [тонкостеннойбалки (лонжерона)…];С нагружать балки(равномерно, с распре-делением осевых ипрочих усилий по эле-ментам конструкции) ит.д.

2.5.20. В. Незамкнутая оболочка.О. Открытая незамкнутая оболочка восприни-мает усилия (сдвигающие), распределенныевдоль ее крае, и растягивающие – действующие вее плоскости.

Воспринимать усилия(сдвигающие, распре-деленные вдоль краевоткрытой незамкнутойоболочки)……..В0432;а растягивать плос-кость (по краям…);см распределять уси-лия.

2.5.21. В. Повышение несущей способности тон-кой оболочки.О. Несущую способность тонкой оболочки мож-но повысить подкрепляя ее продольными (стрин-геры) элементами и продольными (диафрагмами).

Повышать способ-ность (тонкой несущейоболочки)……..П0783;н подкреплять обо-лочку [продольнымиэлементами (стринге-рами) и поперечными(диафрагмами)].

2.5.22. В. Распределенные условия на тонкостен-ной конструкции самолета.О. Тонкая обшивка под действием воздушнойнагрузки работает на изгиб и нагружается сдви-гом со стороны диафрагмы. На стрингеры со сто-роны обшивки действует местная нагрузка. Ониработают на изгиб с опорами на диафрагмах, какмногоопорные балки. Основным видом нагруже-ния стрингеров является продольное растяжениеили сжатие при работе их в общей конструкции.Стрингеры подбираются из условия потери ус-тойчивости. Диафрагмы являются опорами дляобшивки и стрингеров. Воздушная нагрузка дей-ствующая на обшивку, направленная по нормалик плоскости обшивки и отрывающая, и прижи-мающая ее, трансформируется поперечной диа-

Вырабатывать про-тиводействие (сдвигусо стороны диафраг-мы…)…………..В1113;с трансформироватьдиафрагму (в усилиясдвига плоскости об-шивки…);н связывать обшивку(с конструкцией внут-реннего набора…);н передавать нагруз-ку (с обшивки на диа-фрагмы и стрингерыодновременно…).

47

фрагмой в усилия сдвига плоскости обшивки. За-клепки, связывающие обшивку с конструкциейвнутреннего набора и работая на отрыв, передаютвоздушную нагрузку с обшивки на диафрагмы истрингеры одновременно работая на срез, пере-дают эту нагрузку с диафрагмы и стрингеров наобшивку. Диафрагмы в крыле называются нер-вюрами, а в фюзеляже – шпангоутами.2.5.23. В. Сосредоточенные силы на тонкостен-ных оболочках.О. Действие сосредоточенной силы на непод-крепленную обшивку перпендикулярно к об-шивке приводит к большим местным деформаци-ям, а в плоскости обшивки к разрушению обшив-ки оболочки. Причина в том, что в работу вклю-чается не вся оболочка, а часть ее. Для распреде-ления сосредоточенных сил по всей оболочкеприменяют ее подкрепления: стойки, диафрагмы,накладки, продольный и поперечный набор.

Сосредотачивать си-лу (на неподкреплен-ную обшивку для уст-ранения возможностиразрушения оболочки,укрепляя оболочку)…..………….….С0991;н распределять силы(сосредоточенные повсей оболочке, подкре-пляя ее: стойками,диафрагмами, наклад-ками, продольного ипоперечного набора) ит.д.

2.5.24. В. Работа тонкостенной балки в конструк-ции самолета.О. Тонкостенная балка (лонжерон) – это эле-мент конструкции работающий на изгиб. От дей-ствия поперечной силы стенка балки работает насдвиг. В верхнем и нижнем поясах балки возни-кают осевые усилия сжатия и растяжения. В тон-костенной балке поперечная сила воспринимает-ся стенкой и в ней возникают касательные на-пряжения, а изгибающий момент воспринимаетсяпоясами, в которых возникают нормальные на-пряжения.

Воспринимать усилия(сжатия и растяжения вверхней и нижней поя-сах балки…)…...В0539;н растягивать балку(в верхнем и нижнемпоясах…);н сжимать пояс (бал-ки…).

2.5.25. В. Работа оболочек произвольной формыпоперечного сечения.О. В боковинах оболочки произвольной фор-мы, выполняющих роль стенок касательные уси-лия уравновешивают поперечную силу, продоль-ные осевые усилия в верхнем и нижнем сводахуравновешивают изгибающий момент, а потоккасательных усилий в замкнутом контуре обшив-ки – крутящий момент. В крыле верхние и ниж-ние панели, состоящие из обшивки и продольныхэлементов стрингеров, находятся под действием

Уравновешивать си-лу (поперечную, каса-тельные усилия кото-рой в верхнем и ниж-нем сводах уравнове-шивают изгибающиймомент, а поток каса-тельных усилий взамкнутом контуреобшивки – крутящиймомент)…….….У1131;

48

сжимающих и растягивающих усилий от изги-бающего момента. В крыле стенки переднего изаднего лонжеронов работают на сдвиг под дей-ствием поперечной силы, крутящего момента, ко-гда стенки с обшивкой образуют замкнутый кон-тур. Обшивка крыла воспринимает воздушнуюнагрузку и находится под действием нормальныхи касательных усилий от изгиба и кручения.

см воспринимать на-грузку (воздушнуюобшивкой крыла);см образовывать кон-тур (замкнутый…) ит.д.н компенсироватьусилие (от изгиба икручения…).

2.5.26. В. Общая местная потеря устойчивостистержней.О. При сжатии у тонкостенного стержня можетпроизойти общая потеря устойчивости. Стер-жень разрушается от искривления его продоль-ной оси.У тонкостенных стержней, кроме общей, воз-можна местная потеря устойчивости. При мест-ной потери устойчивости нарушается прочностьодного из конструктивных элементов стержня,например, выпучивается часть его стенки.

Терять устойчивость(стержня из-за разру-шения от искривленияего продольной оси)…………………Т0031;н нарушать проч-ность (одного из кон-структивных элемен-тов стержня…);см терять устойчи-вость (местную…) ит.д.

2.5.27. В. Физическая сущность сжатых стерж-ней.О. Существует сжимающая нагрузка, называе-мая критической силой Ркр, при которой стер-жень определенных размеров, изготовленный изданного материала, в определенных условиях егонагружения и закрепления концов теряет устой-чивость. При этом продольная ось стержня ис-кривляется так, что при действии усилий, превы-шающих критические, стержень остается дефор-мированным даже после снятия нагрузки.Напряжения, возникающие в элементах конст-рукции стержня при критической нагрузке, назы-вается критическим σσσσкр.Критические напряжения потери устойчивоститонкостенных конструкций меньше разрушаю-щих при растяжении. Действующие в стержняхнапряжения при сжатии нужно сравнивать с кри-тическими.При общей потере устойчивости критические на-пряжения могут быть определены по формулеЭйлера:

.2min

2

ээкр ClFIE σ=

⋅⋅⋅π=σ

Устранять нагрузку(сжимающую стерженьРкр для сохранения егоустойчивости при за-крепленных концах вопределенных рабочихусловиях)……...У0193.н Снимать напряже-ние (σкр во избежаниеего деформированиядаже после устранениянагрузок Ркр);а рассчитать напря-жение (σкр для сохра-нения общей устойчи-вости стержня по фор-муле Эйлера) и т.д.

49

2.5.28. В. Критические напряжения стержней приσкр<σпц, где σпц – предел пропорциональностиматериала.О. Критические напряжения общей потери ус-тойчивости, когда они меньше предела пропор-циональности материала или равны: σкр≤σпц,находятся по формуле:

lEэ ⋅

λ⋅π=σ 2

2

при

, ,min

2min

min λ==i

lаiF

I

где λ - гибкость стержня характеризует сопро-тивление стержня потере устойчивости стержняпри его сжатии.

Рассчитать напряже-ния (критические дляопределения общей по-тери устойчивости)………………….Р1212;в произвести расчет(критических напряже-ний общей потери ус-тойчивости…);а характеризовать со-противление (стержняпотере устойчивостипри его сжатии);а находить решение(по формуле…) и т.д.

2.5.29. В. Критические напряжения при σкр>σпц.О. Если критические напряжения по Эйлерубольше предела пропорциональности материаластержня: σкр≥σпц, то они определяются по форму-

ле: ,11

2ν+ν+ν+σ=σ вкр где

э

в

σσ=ν .

см Определить на-пряжение (критиче-ское по Эйлеру, еслионо больше пределапропорциональностиматериала стержня поформуле…).

2.5.30. В. Критические местные напряжениястрингеров для труб и профилей.О. Для определения критических напряженийместной потери устойчивости стержней исполь-зуется формулы:для трубчатого стержня

;D

3,0δ

=σ Eмкр

для стержней из профиля

( ).9,0

2 σ⋅δ

=σ Kв

Eмкр

Использовать форму-лы (для определениякритических напряже-ний местной потериустойчивости стерж-ней)……………И0397;

2.5.31. В. Порядок расчета сжатых стержней.О. Расчет тонкостенного сжатого стержня про-водится с целью нахождения действующих нанего напряжений и сравнении их с критиче-скими местной и общей потери устойчивости.При заданных размерах стержня и характеристикего материала расчет стержня имеет следующийпорядок:1. Определяют минимальный радиус инерции:

FIi min

min = и гибкость стержня: .minil=λ

Сравнивать потерю(устойчивости с крити-ческими местной и об-щей…)…………С3101.а Упорядочить расчет(стержня при заданныхего размерах и харак-теристике материа-ла…);н определить радиус(инерции минималь-

50

2. Рассчитывают: CEэ ⋅

λπ=σ 2

2

и сравнивают с

пределом пропорциональности материала.7,0 впц σ=σ

Если σэ≤σпц, то σэ=σкр, а если σэ≥σпц, токритические напряжения находят по фор-муле:

,11

2 ввкр σν+ν+

ν+σ=σ

где э

в

σσ=ν .

3. Рассчитывают критические напряжения ме-стной потери устойчивости стержня поформулам:для материала из труб

;D

3,0δ

=σ Eмкр

и из профилей

( ).9,0

2 σ⋅δ

=σ Kв

Eмкр

4. Определяют действующие напряжениястержня:

FсжP=σ .

5. Сравнивают действующие напряжения сменьшим из двух критических напряжений– общей σкр и местной м

крσ потери устойчи-вости.

Условие прочности стержня:мкркр σ≤σσ≤σ ; .

ный по формуле

FIi min

min = );

н рассчитать напря-

жения ( CEэ ⋅

λπ=σ 2

2

и

сравнить с пределомпропорциональностиматериала

.7,0 впц σ=σ );н находить напряже-ния (по формуле

ввкр σν+ν+

ν+σ=σ 211 );

н определять напря-жения (действующиена стержень по форму-

ле: FсжP=σ );

см сравнивать на-пряжения (с меньши-ми из двух критиче-ских σкр и м

крσ ).

2.5.32. В. Формула Тетмайера.О. При критических напряжениях равных преде-лу пропорциональности σкр=σпц получим пре-дельное наименьшее значение эλ=λ , при кото-ром справедлива формула Эйлера:

2

2

эпц

Eλ

π=σ ,

где пц

эЕ

σπ=λ .

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

Получать значение( эλ=λ , при которомсправедлива формула

Эйлера 2

2

эпц

Eλ

π=σ )

……………..….П0091.в иметь формулу(Тетмайера для расчетастержней) и т.д.

51

шими, чем предел пропорциональности σпц. Дляэтого случая расчета стержней имеют формулуТетмайера.2.5.33. В. Работа панели на растяжение и сжатие.О. Тонкостенная панель – это элемент конст-рукции, состоящей из обшивки, подкрепленнойпродольными элементами – стрингерами и попе-речными элементами – нервюрами или шпанго-утами. Под действием растягивающих нагрузоксчитают, что напряжения, возникающие в эле-ментах конструкции панели – обшивке и стрин-герах, одинаковы и равны:

).1( λ−σ=σ авкр

Часто растягивающие или сжимающие усилияпредставляют в виде погонной нагрузки, то естьнагрузки приходящейся на единицу ширины па-

нели BPq = .

При небольших сжимающих усилиях в обшивкеи стрингерах возникают одинаковые напряжениясжатия.При увеличении сжимающей силы напряжения вобшивке и стрингерах возрастают до критиче-ских напряжений, соответствующих потере ус-тойчивости обшивки обкр.σ .При таких условиях обшивка, расположеннаявдали от стрингеров и неподкрепленная ими, те-ряет устойчивость. Обшивка, расположеннаявблизи от стрингеров, ими же может восприни-мать и большие усилия.Условно считают, что стрингер подкрепляет об-шивку на ширине равной 30δ, то есть тридцатьтолщин (δ) обшивки. На этом участке обшивкаработает вместе со стрингерами и способна вы-держать критические напряжения, близкие к кри-тическим напряжениям для стрингера(σкр.стр>σкр.об). Тогда сжимающие усилия элемен-та панели, приходящиеся на один стрингер, мож-но определить по формуле:

( ),30F.. δ⋅δ+σ= стрэлсжP

где σ=σкр.стр, либо мстркр.σ=σ .

Подкреплять панель(тонкостенную про-дольными элементами– стрингерами и попе-речными элементами –нервюрами или шпан-гоутами)……….П1111.н считать конструк-цию [панели – обшив-ка + стрингер – одина-ковой и равной

)1( λ−σ=σ авкр ];а представлять уси-лия (в виде погоннойнагрузки, приходящей-ся на единицу ширины

панели BPq = );

с уменьшать силы(напряжения в обшив-ке и стрингерах во из-бежании возрастаниядо критических напря-жений для сохраненияустойчивости обшивкиσ);в подкреплять об-шивку (на ширинеравной 30δ);см Определять уси-лия (по формуле:

( ),30F.. δ⋅δ+σ= стрэлсжPгде σ=σкр.стр, либо

мстркр.σ=σ ).

2.5.34. В. Редукционный коэффициент.О. Величина ϕ=δ в30 показывает, какая доляплощади обшивки на участке одного стрингера

Показывать долю(площади обшивки научастке одного стрин-

52

работает с напряжением равным напряжениям встрингере, и называется редукционным коэффи-циентом обшивки:1. Вся сжатая панель может воспринимать си-лу:

( )∑ ⋅ϕ+σ= обстрсж FFP ;2. для обшивки, соединенной со стрингеромдвухрядным швом:

вd+δ=ϕ 30 ;

3. если известны напряжения, действующие встрингере, то редукционный коэффициентможно подсчитать по формуле:

( ) стр

Ев σ

⋅δ

=ϕ 9,1 .

гера…)………..П1019;см воспринимать си-лу (Рсж…);н определять коэф-фициент (по формуле

вd+δ=ϕ 30 …);

С подсчитать коэф-фициент

( )

σ⋅

δ=ϕ

стр

Ев

9,1 .

2.5.35. В. Критические напряжения местной по-тери устойчивости стрингеров.О. Критические напряжения общей потери ус-тойчивости стрингера с присоединенной обшив-кой (обшивка на участке одного стрингера) зави-сят от расстояния между его опорами (l), тоесть между нервюрами или шпангоутами, на ко-торые опирается панель и от радиуса инерции се-чения стрингера с присоединенной обшивкой (i)и подсчитываются по формуле:

( )2

2

.. ilEπ

стркр =σ .

Критические напряжения местной потери устой-чивости элементов стрингера:

( )σ

δ⋅=σ K9,0

2. вEм

стркр .

Подсчитывать на-пряжение (общей по-тери устойчивостистрингера с обшив-кой)…………….П0193.с рассчитать напря-жение [по формуле

( )2

2

.. ilEπ

стркр =σ ].

2.5.36. В. Порядок расчета сжатых панелей.О. Панель, нагруженная сжатой силой Рсж, длякоторой заданы все размеры панели и ее элемен-тов, и используемые материалы, рассчитываетсяв следующем порядке:1. Подсчитываем площади стрингеров ∑ стрFи обшивки Fоб.

2. Вычисляем значение редукционного коэф-фициента обшивки:

вили

вd30 30 +δ=ϕδ=ϕ .

3. Определяем напряжения, действующие в

Подсчитать площади(стрингеров ∑ стрF иобшивки Fоб)….П0937.С Вычислить значе-ние (редукционногокоэффициента обшив-ки ϕ);а Определять напря-жения (действующие впанели σ);см Определять на-пряжения (критиче-

53

панели:

∑ ⋅ϕ+=σ

обобшстр

сжPFP

.

4. Определяем критические напряжения об-щей и местной потери устойчивости стрин-гера:

( )2

2

.. ilEπ

стркр =σ

( )σ

δ⋅=σ K9,0

2. вEм

стркр .

5. Сравниваем полученные действующие на-пряжения (σ) с критическими напряжения-ми общей и местной потери устойчивостистрингером. Условия прочности рассчиты-ваемой панели:

мстркрстркр ... σ≤σ≤σ .

ские общей и местнойпотери устойчивостистрингера м

стркрстркр ... и σσ );а сравнивать напря-жения [(σ) действую-щие с критическиминапряжениями общей иместной потери устой-чивости стрингером);н Определить условие(прочности рассчиты-ваемой панели

мстркрстркр ... σ≤σ≤σ ].

2.5.37. В. Расчет стенок тонкостенных балок.О. Тонкостенные балки представляют собойудлиненные пластины, окаймленные поясами.Такие балки называют лонжеронами. Лонжеронвоспринимает действующую на него поперечнуюсилу и изгибающий момент в своей плоскости ипередает их к месту крепления. При этом стенкалонжерона работает на сдвиг от касательныхусилий поперечной силы, а пояса передают изги-бающий момент. Для восприятия стенкой лонже-рона поперечной силы надо ее распределить повысоте H стенки в виде погонных касательныхусилий: HQgQ = .Распределяют Q по стенкам стойки, расположен-ные в местах приложения – Q. Стенка при пере-даче силы Q работает на сдвиг. В ней возникаюткасательные напряжения HQQ ⋅δ=τ .При этом стенка может потерять устойчивость,выпучиваться, образуя складки или волны. Дляпредохранения стенки от потери устойчивости наней устанавливают стойки. Критические каса-тельные напряжения определяют по формуле:

вкв τ⋅ν+ν+

ν+=τ 211 ,

где

( )σ⋅

δ=τσ=τ

ττ=ν KЕ

эввэ

в2H

9,0 ;6,0 ; ;

Представлять балки(как удлиненные пла-стины, окаймленныепоясами и называтьлонжеронами)..П0097;а передавать момент(изгибающий в своейплоскости…);С распределять силу(по высоте H стен-ки…);с проработать вопрос(передачи силы Q насдвиг);а устанавливатьстойки (для сохране-ния устойчивости);см определять устой-чивость (по формуле

вкв τ⋅ν+ν+

ν+=τ 211

…).

54

( )28,36,5 авK ⋅+=σ .2.5.38. В. Расчет поясов лонжеронов.О. Пояса лонжеронов нагружены сжимающи-ми и растягивающими усилиями, уравновеши-вающими изгибающий момент, действующий налонжерон. Напряжения в поясах определяются:

yIW

WM

yy

y ==σ ; .

см Рассчитать пояс(лонжеронов);

в нагружать пояса(лонжеронов сжимаю-щими и растягиваю-щими усилиями, урав-новешивающими изги-бающий момент…);см Определять на-пряжения (по форму-

лам: yIW

WM

yy

y ==σ ; ).

2.5.39. В. Расчет лонжеронов на разрыв.О. Тонкостенная балка – лонжерон, может рабо-тать и после потери устойчивости стенкой иобразования волн. От поперечной силы возника-ют растягивающие усилия, направленные вдольдиагональных волн под углом 45° к продольнойоси балки и равны удвоенным действующим ка-сательным усилиям. Поэтому тонкую стенку на-груженную поперечной силой Q рассчитывают ина разрыв:

вр HQQ σ≤

δ=τ=σ 22 .

Производить расчет(лонжеронов на раз-рыв)……………П0551

;см рассчитыватьстенку (нагруженнуюпоперечной силой Q наразрыв по формуле:

вр HQQ σ≤

δ=τ=σ 22 ).

2.5.40. В. Расчет тонкостенных конструкций накручение. Формула Бредта.О. Тонкостенная замкнутая оболочка наилучшимобразом воспринимает крутящий момент. Кру-тящий момент в сечении замкнутой оболочкивоспринимается в виде потока касательных уси-лий, при этом в конструкции возникнут касатель-ные напряжения τк, которые тем больше, чемменьше толщина оболочки δ.Касательные напряжения в замкнутой оболочкеот действия на нее крутящего момента находятсяпо формуле Бредта:

02FM k

k ⋅δ=τ .

Воспринимать момент(крутящий наилуч-шим образом…) ...………………В0411.см восприниматьусилия (в виде пото-ка);н находить момент(крутящий по формуле

Бредта: 02F

M kk ⋅δ

=τ ).

55

3. КОНСТРУКТИВНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ –ТЕЗАУРУС КРЫЛА САМОЛЕТА

Крыло в конструкции самолета является одним из основных агрегатов иего следует рассматривать как отдельную подсистему и разрабатывать тезау-рус (перечень конструктивно-технологических функций) – информационныйязык АСУТП, основываясь на специфических особенностях конструкции кры-ла, 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 самоле-та и служит для создания подъемной силы само-лета, необходимой для преодоления силы тяже-сти самолета. Крыло обеспечивает поперечную, ана самолетах бесхвостовой схемы продольнуюустойчивость и управляемость самолета. Внутрикрыла часто размещают топливо. На крыле могуткрепиться стойки шасси, двигатели, оборудова-ние.

Создавать силу (подъ-емную для преодоле-ния силы тяжести са-молета)………..С0099;н обеспечивать ус-тойчивость (продоль-ную и управляемостьсамолета);а размещать топливо;с крепить двигатели(шасси, оборудованиеи др.).

3.1.2. В. Параметры крыла.О. На долю крыла приходится до 16% массысамолета и до 50% его сопротивления:

.5,03,0

;16,007,0mm

... ÷=

÷=

самхкрх

самкр

сс

Распределять долю(до 16% массы и до50% сопротивлениясамолета)………Р0631.н определять массу(до 16%, сопротивле-ния до 50%).

3.1.3. В. Требования к крылу.О. Форма крыла и его конструкция должныудовлетворять ряду требований: аэродинамиче-ским, конструктивным и весовым, технологиче-ским и эксплуатационным.

Удовлетворять ряд(условий и требований:аэродинамическим,конструктивным, весо-вым, технологическими эксплуатационным)…………………У0199.н требовать выполне-ния (условий…).

3.1.4. В. Аэродинамические требования к крылу.О. Аэродинамические требования к крылу:обеспечение необходимой устойчивости и управ-ляемости самолета; наибольшая аэродинамиче-ского величина качества XYK = ; меньшее со-противление крыла; возможность получения наи-большего СУmax с применением механизации

Обеспечивать устой-чивость (и управляе-мость самолета)…….……………...О1391;н получать возмож-ность (уменьшениясопротивления…);

56

крыла и без нее. с увеличивать СУmax(с применением меха-низации крыла);а повышать качество(аэродинамическое:

XYK = ).

3.1.5. В. Конструктивные и весовые требования ккрылу.О. Конструктивные и весовые требованиякрыла: достаточная прочность и жесткость кон-струкции крыла при минимальной ее массе; от-сутствие остаточных деформаций при нагрузках,не превышающих эксплуатационные; малое из-мерение аэродинамических нагрузок при дефор-мациях конструкции; удобная силовая увязка сдругими агрегатами; возможно большая устало-стная прочность конструкции; наличие в крылесвободных объемов и возможность их макси-мального использования для размещения топли-ва, агрегатов и систем.

Создавать конструк-цию (крыла достаточ-но прочную, жесткуюпри минимальной еемассе)………….С0933.С не превышать на-грузку (относительноэксплуатационных на-грузок при отсутствииостаточных деформа-ций в конструкциикрыла);н увязывать агрегаты(с другими силовымиэлементами конструк-ции крыла);а использовать объе-мы (свободные от кон-структивных элемен-тов для размещениятоплива и др.).

3.1.6. В. Технологические требования к крылу.О. Технологические требования к крылу: воз-можность механизации сборочных работ; широ-кое применение стандартных, унифицированныхи нормализованных деталей; использование наи-более производительных технологических про-цессов изготовления и сборки; минимальная тру-доемкость изготовления конструкции.

Использовать воз-можность (механиза-ции сборочных работпри сборке кры-ла)……………...И1093.н унифицировать де-тали (конструкциикрыла);н стандартизироватьэлементы (крепежныхдеталей конструкциикрыла);н нормализовать кре-пеж (и другие элемен-ты конструкции кры-ла);см создавать процесс(технологии изготов-ления на основе более

57

полного использованияпрогрессивных инст-рументов и приспособ-лений);с минимизироватьтрудоемкость (изго-товления крыла).

3.1.7. В. Эксплуатационные характеристики.О. Эксплуатационные требования и характе-ристики к крылу: удобство осмотра, обслужива-ния, монтажа узлов и деталей, удобство ремонта;возможность эксплуатации и хранения в любыхметеоусловиях; взаимозаменяемость крыла и егосекций; высокая живучесть конструкции.

Выполнять осмотр(обслуживание, мон-таж узлов и деталей,ремонт в удобных ус-ловиях)………..В0556.н хранить изделие(крыло и его элементыв любых метеоуслови-ях);с иметь возможность(взаимозаменяемостикрыла и его секций);см обеспечить живу-честь (конструкциикрыла).

3.2. Функции по геометрическим характеристикам крыла

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

Определять форму(или геометрию профи-ля крыла в плане и ви-дом спереди)…..О0097.С рассматривать гео-метрию (крыла формойпрофиля, формой в пла-не и видом спереди).

3.2.2. В. Профиль крыла.О. Профилем крыла называется форма его се-чения плоскостью параллельной плоскостисимметрии самолета. Геометрическими характе-ристиками профиля крыла являются: хорда про-филя, средняя линия, кривизна профиля; относи-тельная кривизна профиля; относительная тол-щина профиля.

Изображать форму(профиля крыла сечени-ем его плоскостью, па-раллельной плоскостисимметрии самолета)….……………...И1333.с характеризоватьпрофиль (крыла погеометрии: хорде про-филя, средней линии,кривизне профиля, от-носительной толщинепрофиля).

58

3.2.3. В. Хорда профиля крыла.О. Хордой (в) называют отрезок, соединяющийконцевые точки профиля.

Называть отрезок (со-единяющий концевыеточки профиля крыла –хордой)………....Н1155.С соединять точки(профиля крыла хордой)и т.д.

3.2.4. В. Средняя линия крыла.О. Средней линией профиля называется линия,проходящая через середины отрезков, соеди-няющих точки с одинаковой координатой х наверхнем и нижнем обводах профиля.

Соединять точки (содинаковой координа-той х на верхнем и ниж-нем обводах профи-ля)……………….С3013.

3.2.5. В. Кривизна профиля.О. Кривизна профиля или стрела прогиба –это отклонение средней линии профиля от егохорды.

Представлять стрелу(прогиба или кривизнупрофиля, как отклоне-ния средней линии про-филя от его хорды)…………………П0431.а изображать отклоне-ние (средней линиипрофиля от его хорды,как стрелу прогиба).

3.2.6. В. Относительная кривизна профиля.О. Относительная кривизна (вогнутость)профиля – отношение кривизны профиля к егохорде, измеряемая в процентах:

%100max ⋅=в

ff

Измерять кривизну(профиля в его хорде впроцентах…)….И1231;а относить кривизну(профиля к его хорде,

как: %100max ⋅=в

ff ).

3.2.7. В. Относительная толщина профиля.О. Относительная толщина (С) профиля – от-ношение максимальной толщины (Сmax) про-филя к его хорде (в), измеряемое в процентах:

%100max ⋅=в

CC ,

а хс – координаты максимальной толщины про-филя.

Относить толщину(максимальную Сmaxпрофиля к хорде)……..………………….О0444.а измерять толщину (апроцентах по формуле

%100max ⋅=в

CC ).

3.2.8. В. Геометрия крыла в плане.О. Геометрическими характеристиками кры-ла в плане являются: удлинение крыла - λ; раз-мах крыла – l; площадь крыла – S; сужение кры-ла - η; стреловидность крыла ∠ χ; форма крыла вплане.

Охарактеризоватьгеометрию (крыла вплане)………….О2013;а представить пара-метры (крыла как сово-купность следующих:удлинение крыла - λ;размах крыла – l и т.д.).

59

3.2.9. В. Удлинение крыла.О. Удлинение крыла – это отношение квадратаразмаха крыла к его площади:

Sl 2=λ .

Относить размах (кры-ла к его площади:

Sl 2=λ )………..О0099.а считать удлинение(крыла как отношениеквадрата размаха к егоплощади Sl 2=λ ).

3.2.10. В. Размах крыла.О. Размах крыла – l – расстояние между кон-цевыми точками крыла, измеренное по нормалик плоскости симметрии.

Измерять размах(крыла l как расстояниемежду концевыми точ-ками…)…………И0777.а считать расстояние(между концевыми точ-ками как размах крыла).

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

Рассматривать пло-щадь (крыла как пло-щадь плоскости, прохо-дящей через линии хордкрыла)…………..Р0937.а считать площадь(плоскости, проходящейчерез линии хорд крыла– площадью крыла).

3.2.12. В. Сужение крыла.О. Сужение крыла ηηηη -отношение корневойхорды крыла к его концевой хорде – вкц;

кц

корн

вв

=η .

Относить хорды (кры-ла к его концевой хорде

вкц и кц

корн

вв

=η как суже-

ние крыла)……...О0131.н фокусировать пер-пендикуляр (к плоско-сти симметрии самоле-та).

3.2.13. В. Стреловидность крыла.О. О. Угол стреловидности - ∠χ - это угол об-разованный при виде крыла сверху линией фо-кусов с перпендикуляром к плоскости симмет-рии самолета. Линия фокусов проходит через0,25в профилей крыла.

Образовать угол (привиде крыла сверху)………………………..О1131.н фокусировать пер-пендикуляр (к плоско-сти симметрии самоле-та).

3.2.14. В. Прямые крылья.О. Прямые крылья имеют угол стреловидно-сти до 15°°°°. Они могут быть прямоугольной илитрапециевидной формы в плане, имеют значи-тельные удлинения: λ=7-12%: и большой отно-

Иметь угол (стрело-видности до 15°)….………………….И0777.н считать крыло (пря-мое – дозвуковым, тон-

60

сительной толщиной профиля %1510 −=C .Прямые крылья применяются на дозвуковых са-молетах. Тонкое прямое крыло малого удлине-ния применяется на сверхзвуковых самолетах.

кое прямое малого уд-линения – сверхзвуко-вым);а применять крыло(прямое как дозвуковое,а тонкое прямое малогоудлинения как сверх-звуковое).

3.2.15. В. Стреловидные крылья.О. Стреловидные крылья применяются насамолетах летающих на около- и сверхзвуковыхскоростях. Увеличение числа Маха (М) требуетувеличения стреловидности, уменьшения удли-нения и относительной толщины:

%1210 7.5;-6.5 ;4035 ÷==λ−=χ Co при М=0,8.При М=1,8-2 %65 3.5;-.52 ;6560 ÷==λ−=χ Co

Увеличивать число(Маха, следовательноувеличивать стреловид-ность крыла)...…У0011.н уменьшать удлине-ние (и относительнуютолщину крыла);а повышать скорость(полета, используя стре-ловидные крылья).

3.2.16. В. Треугольные крылья.О. Треугольные крылья применяются на са-молетах больших сверхзвуковых скоростей.Они имеют большую стреловидность по перед-ней кромке o6055 −=χ ; малое удлинение

2-.52=λ и большое сужение. Большая аэроди-намическая хорда крыла в корневой части по-зволяет применять профили с меньшей относи-тельной толщиной, или при той же относитель-ной толщине иметь большую строительную вы-соту крыла, что приводит к уменьшению массыи увеличению жесткости.

см Иметь стреловид-ность (по переднейкромке o6055 −=χ )…..………………….И0444.см применять крыло(стреловидное на само-летах больших сверх-звуковых скоростей прималом удлинении

2-.52=λ ).см уменьшить массу(крыла);см увеличить жест-кость (при той же отно-сительной толщине…);см иметь высоту (кры-ла большую строитель-ную, для обеспеченияжесткости).

3.2.17. В. Крылья с изменяемой стреловидно-стью.О. Целью изменения стреловидности (геомет-рии) крыла является получение хороших летныххарактеристик в широком диапазоне скоростей.Стреловидность меняется в пределах 15-70°, чтопозволяет переходить от аэродинамических ха-рактеристик прямого крыла к характеристикам

Получать характери-стики [летные - хоро-шие, в широком диапа-зоне скоростей за счетизменения стреловид-ности (геометрии) кры-ла]………………П0130.н менять стреловид-ность (в пределах 15-

61

стреловидного и треугольного. 70° при переходе от аэ-родинамических харак-теристик прямого крылак характеристикам стре-ловидного и треуголь-ного);с изменять геометрию(крыла для увеличенияили уменьшения скоро-стей полета).

3.2.18. В. Геометрия крыла при виде спереди.О. Геометрия крыла при виде спереди харак-теризуется углом Ψ, который называется угломпоперечного сечения V и образуется плоско-стью хорд консоли крыла к плоскости симмет-рии самолета. Угол Ψ влияет на поперечную ус-тойчивость и может меняться от +7 до –7. Пря-мые крылья имеют положительный ∠Ψ . Стрело-видные крылья имеют отрицательное попереч-ное V; поперечное V называется прямым илиположительным, если вершина угла, образован-ного левой и правой половинами крыла находят-ся внизу, и обратным или отрицательным, есливершина угла находится сверху.

Характеризовать гео-метрию (крыла при ви-де спереди углом Ψ)…..…………………..Х0015.н образовывать плос-кость (хорд консоликрыла к плоскости сим-метрии самолета);см менять угол (Ψ о +7до –7);см иметь сечение (по-перечное V положи-тельным, если вершинаугла, образованного ле-вой и правой половина-ми крыла находитсявнизу, отрицательным,если вершина угла на-ходится сверху) и т.д.

3.2.19. В. Угол установки крыла.О. Угол установки крыла – это угол, образо-ванный средней аэродинамической хордойкрыла с осью самолета. Угол установки прини-мается от 0° до 3°.

Принимать угол (уста-новки крыла от 0° до3°)…………….…П0335.н устанавливать угол(крыла, образованныйсредней аэродинамиче-ской хордой…);с образовывать угол(установки крыла…).

3.2.20. В. Аэродинамическая крутка крыла.О. Аэродинамическая крутка крыла – этоувеличение кривизны профилей крыла от кор-ня к концам крыла. Она применяется для полу-чения нужных характеристик устойчивости иуправляемости крыла.

Увеличивать кривиз-ну (профилей крыла откорня к концам крыладля получения устойчи-вости…)………..У1551.н получать характери-стики (устойчивости и

62

управляемости крыла);а выполнять крутку(крыла…).

3.2.21. В. Геометрическая крутка крыла.О. Геометрическая крутка крыла имеет местотогда, когда хорды профилей, составляющихкрыло, могут иметь разные углы по отноше-нию к оси фюзеляжа, которые обычно у корнябольше, а на конце меньше.

см Искать углы (раз-ные по отношению коси фюзеляжа…)…………………………..И1391.см устранять крутку(геометрическую, пу-тем…).

3.3. Функции по нагрузкам на крыло

3.3.1. В. Нагрузка на крыло.О. К основным нагрузкам крыла в полете от-носятся аэродинамические и массовые силы.Для каждой из них необходимо знать характерприложения, закон распределения, направления ирасчетную величину.

Относить силы, (дей-ствующие на крыло вполете как аэродина-мические и массо-вые).…………...О0197.н знать характер(приложения сил, за-кон распределения, на-правления и расчетнуювеличину).

3.3.2. В. Аэродинамические нагрузки крыла.О. Аэродинамическая нагрузка возникает в ре-зультате взаимодействия крыла с воздушнымпотоком и является распределенной. Она прило-жена к обшивке в виде сил давления и разреже-ния. При рассмотрении нагружения и работыконструкции крыла пользуются погонной аэро-динамической нагрузкой qy, приходящейся наединицу длины крыла. Эту нагрузку определяют

по формуле: сечкр

y вS

fnGq ⋅⋅⋅= .

По размеру крыла погонная аэродинамическаянагрузка распределяется по размаху крыла про-порционально хордам и приложена по линиицентров давления.

Рассматривать взаи-модействие (аэроди-намической нагрузкина крыло с воздушнымпотоком как распреде-ленную нагрузку)…….………………….Р0077.н распределять на-грузку, (которая воз-никает в результате аэ-родинамического эф-фекта при взаимодей-ствии крыла с воздуш-ным потоком);с прилагать силу(давления к обшивке исилу разрежения);см определять на-грузку (по формуле:

сечкр

y вS

fnGq ⋅⋅⋅= );

см нагружать крыло,

63

(распределяя нагрузкупо размаху крыла про-порционально хор-дам…);см приложить давле-ние (по линии центровкрыла).

3.3.3. В. Массовые нагрузки крыла.О. Массовые нагрузки – это силы тяжести иинерции масс конструкции самого крыла, топли-ва, агрегатов, расположенных внутри или при-крепленных к нему снаружи. Массовые нагрузкиот конструкции самого крыла и размещенного внем топлива являются распределенными, нагруз-ки от агрегатов – сосредоточенными.Погонные массовые нагрузки конструкции крылаqкр распределяются по размаху так же, как и егомасса. Масса крыла распределяется по размахупропорционально хордам и поэтому:

вS

fq

кр

экр

кр ⋅⋅⋅

=nG

.

Сосредоточенные массовые нагрузки от агрега-тов определяются по формуле: fnGP э

кркр ⋅⋅= .Равнодействующая погонных массовых сил при-ложенных по линии центров тяжести крыла, про-ходящей на 42-45% хорд от носка.

Считать нагрузки(как массовые или си-лы тяжести и инерциимасс конструкции са-мого крыла, топлива,агрегатов, располо-женных внутри илиприкрепленных к немуснаружи)……...С0588.см сосредотачиватьнагрузки (от агрега-тов);см распределять на-грузки (по размахукрыла qкр так же, как имассу крыла);см определять на-грузки (по формуле

fnGP экркр ⋅⋅= );

с прилагать центр(тяжести по линиихорд крыла, проходя-щей на 42-45% хорд относка).

3.3.4. Суммарная нагрузка крыла.О. Равнодействующая аэродинамической qу имассовой qкр нагрузок, называется суммарнойпогонной нагрузкой и определяется как их раз-ность:

вS

fnGв

SfGnqqq

кр

экр

кр

э

крy ⋅⋅=−=∑ - ;

( )в

SfnGG

qкр

экр ⋅

−=∑

/.

Называть нагрузку(суммарной погоннойкак равнодействую-щую аэродинамиче-ской qу и массовой qкр)…………………Н0397.С определять раз-ность

( )

⋅

−=∑ в

SfnGG

qкр

экр /

.

64

3.4. Эпюры сил и моментов крыла, их функции

3.4.1. Построение эпюр суммарных погонных на-грузок.О. Для построения эпюры суммарных погон-ных нагрузок (qΣ) делят крыло по размаху на рядсечений (обычно это место установки эпюр). Знаязначения: G – вес самолета; Gкр – веса крыла; nэ –эксплуатационной перегрузки; f – коэффициентабезопасности; всеч – длина хорды в каждом вы-бранном сечении. Вычисляем по формуле:

( )χ⋅⋅

−=∑ cos

/в

SfnGG

qкр

экр значения суммарной

погонной нагрузки в каждом сечении крыла.Здесь Sкр – площадь крыла, а cosχ - угол, учиты-вающий стреловидность крыла. По найденнымзначениям суммарной погонной нагрузки в каж-дом сечении, в масштабе строим эпюру qΣ длякрыла.

Делить крыло (поразмаху на ряд сече-ний)……………Д0011.н вычислять нагрузку(суммарную по форму-ле:

( )χ⋅⋅

−=∑ cos

/в

SfnGG

qкр

экр );

с строить эпюру (длякрыла qΣ);см определять значе-ния (G – вес самолета;Gкр – веса крыла; nэ –эксплуатационной пе-регрузки; f – коэффи-циента безопасности;всеч – длина хорды вкаждом выбранном се-чении);с учитывать стрело-видность (крыла).

3.4.2. В. Эпюры сил и моментов крыла.О. Эпюры сил моментов крыла строятся для то-го, чтобы можно было определить значение по-перечной силы Q; изгибающего момента М икрутящего - Мкр в любом сечении крыла. Значе-ния Q, M и Mкр необходимы для расчета крыла напрочность. Крыло рассматривается как двух-опорная балка с консолями. Опорами являютсяузлы крепления крыла к фюзеляжу. Симметрич-ность конструкции и нагрузок позволяют строитьэпюру сил и моментов для одного полукрыла, ко-торое можно рассматривать как балку, жесткозащемленную в фюзеляже.

см Строить эпюры(сил моментов);см Определять значе-ния (поперечной силыQ; изгибающего мо-мента М и крутящегомомента Мкр);см рассматриватькрыло (как двухопор-ную балку с консоля-ми);Крепить крыло (опо-рами и узлами к фюзе-ляжу)……….…К0017;а рассматривать по-лукрыло (как балку,жестко защемленную вфюзеляже для по-строения эпюры).

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

Построить эпюру (по-перечных сил)...П0555.

65

зывающих сил выделяют на эпюре q∑ элемен-тарный участок длиной dz. Элементарная по-перечная сила: dzqdQ ⋅= ∑ представляет собойэлементарную площадку эпюры q∑. Вся попе-речная сила в первом сечении z = z1 выразитсякак:

∫ ⋅= ∑

1

01

z

dzqQ .

Интеграл представляет собой площадь эпюры q∑от конца крыла (нулевое сечение) до первого се-чения. Следует, что поперечная сила в любом се-чении крыла численно равна площади эпюры q∑от конца крыла до данного сечения.Интеграл можно вычислить графоаналитическимспособом (методом трапеций), заменяя участкиэпюры q∑ между сечениями трапециями. Для ка-ждого участка между сечениями находим прира-щение поперечной силы и саму поперечную силу.Если концевое сечение обозначить цифрой нуль(0) и Q0=0, то 101 QQQ ∆+= ,

где ZqqQ ∆⋅+=∆2

101 ;

Z∆ - расстояние между сечениями;1Q∆ - приращение поперечной силы в первом се-

чении по сравнению с нулевым. Тогда попереч-ная сила в любом сечении определиться

ППП QQQ ∆+= −1 ,

где ZqqQ ППП ∆⋅+=∆ −

21 .

Подсчитав значения поперечной силы в каждомсечении строят ее эпюру. При наличии на крылесосредоточенных сил в местах их приложения наэпюре Q имеются скачки величиной:

fnGP эаграгр ⋅⋅= .

Агрегаты разгружают крыло в полете.

с выделить участок(на эпюре q∑ длинойdz);С представлять силу(как элементарнуюплощадку эпюры q∑);а выразить силу (как

∫ ⋅= ∑

1

01

z

dzqQ );

н представить инте-грал (площадью эпю-ры q∑ от конца крыладо первого сечения);н приравнять силу (влюбом сечении крылаплощади эпюры q∑ отконца крыла до задан-ного сечения);а вычислить инте-грал [графоаналитиче-ским способом (мето-дом трапеций)];с заменить участок(эпюры q∑ между сече-ниями трапециями);н находить прираще-ние (поперечной силыи саму поперечную си-лу);н обозначить сечение(цифрой нуль);в определить силу(поперечную в любомсечении как ППП QQQ ∆+= −1 …);см строить эпюру;С разгружать крыло(в полете агрегатами).

3.4.4. В. Построение эпюр изгибающих момен-тов.О. Эпюры изгибающих моментов М строят ме-тодом графоаналитического интегрированияэпюр поперечных сил Q. Площадь элементарногоучастка эпюры Q, равная Qdz представляет собойэлементарный момент dM=Qdz. Изгибающий

см Построить эпюру(изгибающих момен-тов);Использовать метод(графоаналитическогоинтегрирования эпюрыпоперечных сил Q)

66

момент в первом сечении крыла выразится инте-гралом:

∫=1

01

z

QdzM .

Следовательно, изгибающий момент М в любомсечении крыла равен площади эпюры Q от концакрыла до данного сечения. Заменяя участки эпю-ры Q трапециями и последовательно суммируя ихплощади, определяем значения М в сечениях истроим эпюру М. Так: 1010 ;0 MMMM ∆+== ;

zQQM ∆⋅+=∆2

101 , то есть:

ППП MMM ∆+= 1- ,

где zQQM ППП ∆⋅+=∆ −

21 . В местах приложения

сосредоточенных сил Рагр на эпюре М будет пе-релом.

….………….…..И0793.см представлять мо-мент (элементарныйdM=Qdz);в выражать момент(изгибающий интегра-

лом ∫=1

01

z

QdzM );

см приравнивать мо-мент (площади эпюрыQ от конца крыла доданного сечения);с заменять участки(эпюры Q трапециями);см Определять значе-ния (М в сечениях истроить эпюру М);а вывести перелом(аналитически в местахприложения сосредо-точенных сил Рагр).

3.4.5. В. Построение эпюр погонных крутящихмоментов.О. Наличие крутящих моментов Мкр в сеченияхкрыла объясняется тем, что центр давления(ЦД) и центр тяжести (ЦТ) в сечениях крыла,где приложены погонные аэродинамические на-грузки qy и погонные массовые нагрузки qкр несовпадают с центром жесткости (ЦЖ), вокругкоторого происходит поворот сечения. Поэтомупогонный крутящий момент равен:

'цжyцжy xqxqm ⋅+⋅= ,

где цжx - расстояние между ЦД и ЦЖ;'цжx - расстояние между ЦТ и ЦЖ. Вычисляя зна-чение m для каждого сечения крыла получаемэпюру погонных крутящих моментов.

Объяснять наличие(крутящих момен-тов)……………О0977.см рассчитывать цен-тры (давления, тяже-сти для совпадения сцентром жесткости);см подсчитать момент(погонный крутящийравный, по формуле:

'цжyцжy xqxqm ⋅+⋅= );

см вычислить значе-ние (m для каждого се-чения);с получить эпюру (по-гонных крутящих мо-ментов).

3.4.6. В. Построение эпюр крутящих моментов.О. Эпюру крутящих моментов Мкр строят мето-дом графоаналитического интегрирования эпюры

m. Так как mdzdM кр = и ∫=1

0

z

кр mdzM , то крутя-

щий момент в любом сечении крыла равен пло-

Обосновать эпюру(крутящих моментовМкр методом графоана-литического интегри-рования эпюры m)…………………О0017.н найти равенство

67

щади эпюры m от конца крыла до данного сече-ния. Последовательно суммируя площади эпюрыm, получают значения Мкр во всех сечениях кры-ла и строят эпюру, то есть: Мкр0=0.

101 кркркр MMM ∆+= ,

где zmmM кр ∆⋅+=∆2

101

и в любом сечении

ППП кркркр MMM ∆+=−1

и zmmM ППкрП ∆⋅+=∆ −

21 .

(крутящего момента влюбом сечении крыла,равное площади эпюрыm);см получить значение(Мкр во всех сеченияхкрыла и строить эпю-ру) и т.д.

3.4.7. В. Центр жесткости, тяжести, давлениякрыла.О. Центром жесткости сечения называют точку,в которой приложенная сила не вызывает круче-ния данного сечения, и относительно которой по-ворачивается сечение, если поперечные силы непроходят через нее. Центр тяжести крыла опре-деляют как частное от деления суммы моментовмасс агрегатов и частей крыла на полетную массукрыла. Центром давления называют точку при-ложения полной аэродинамической силы.

Называть точку (цен-тром жесткости сече-ния, в которой прило-женная сила не вызы-вает кручения данногосечения…)…….Н0888.н поворачивать сече-ние, (если поперечныесилы не проходят черезточку);с не вызывать круче-ние (данного сече-ния…);а определять частное(от деления суммы мо-ментов масс агрегатови частей крыла на по-летную массу крылакак центр тяжести);в называть точку(приложения полнойаэродинамической си-лы – центром давле-ния).

68

4. ТЕЗАУРУС ИНФОРМАЦИОННО-ПОИСКОВЫЙПО КОНСТРУКЦИИ КРЫЛЬЕВ

Конструкция крыльев значительно сложнее конструкции других агрега-тов самолета, так как крыло имеет очень малые внутренние объемы, используетдля изготовления совершенно отличные технологии и является совокупностьюсредств механизации и автоматизации, различных конструктивных материалови 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 истрингеры), поперечные элементы (нервюры) иобшивки.

Составлять конст-рукцию (крыла излонжеронов, стенок,стрингеров, нервюр)………………….С0019.

4.1.2. В. Лонжероны.О. Лонжероны воспринимают изгибающиймомент М и поперечную силу Q. Изгибающиймомент М воспринимают пояса лонжеронов, вкоторых возникают противодействующие емусиловые усилия сжатия и растяжения. Стенкилонжеронов воспринимают всю поперечную силуQ и работают на сдвиг. Стенки с обшивкой обра-зуют замкнутый контур, воспринимающий кру-тящий момент Мкр, от действия которого возни-кают касательные усилия кручения. Лонжеронымогут быть и ферменной конструктивно-силовойсхемы. Балочные лонжероны представляют со-бой тонкостенные продольные балки, состоящиеиз поясов, стенок и стоек, площади которых изусловия равнопрочности уменьшаются от корня кконцу крыла. Пояса и стенки выполняются извысокопрочных алюминиевых сплавов фрезеро-ванием или химическим травлением профилей илистов соответственно. Ферменные лонжеронывыполняются в виде раскосо-стоечных плоскихферм, у которых пояса связаны стойками и рас-косами. Все элементы ферменного лонжерона из-готавливаются из профилей таврового или швел-лерного сечения.

Воспринимать мо-мент (изгибающий М ипоперечную силу Q)…………………….В0062.а образовывать кон-тур (замкнутый, вос-принимающий крутя-щий момент Мкр);н выполнять лонже-роны (ферменной кон-структивно-силовойсхемы);с представлять лон-жероны (в виде тонко-стенных продольныхбалок, состоящих…);с получать пояса (истенки методом фрезе-рования или химфрезе-ровния из высокопроч-ных алюминиевыхсплавов);н изготавливать эле-менты (ферменноголонжерона из профилейтаврового или швел-лерного сечения).С связывать пояса

69

(стойками и раскоса-ми).

4.1.3. В. Продольные стенки.О. Продольные стенки работают подобнолонжеронам. Конструктивно стенки выполняют-ся из листов алюминиевых сплавов с отбортов-кой, выполняющей роль поясов лонжеронов.Стенки имеют отбортованные отверстия.

Конструировать стен-ки (из листов алюми-ниевых сплавов)…………………………К0099.н отбортовывать лист(для выполнения от-бортовкой роли поясовлонжеронов);с иметь отверстия (от-бортованные…).

4.1.4. В. Стрингеры.О. Стрингеры работают на поперечный изгибс опорами на нервюрах, как многоопорные бал-ки и на растяжение – сжатие как стержни.Стрингеры представляют собой профили прессо-ванные или гнутые из алюминиевых сплавов раз-личного сечения. Стрингеры подкрепляют об-шивку.

Растягивать – сжи-мать стержни (какмногоопорные бал-ки)………..…….Р0017.н представлять стрин-геры (как прессован-ные профили или гну-тые из алюминиевыхсплавов различного се-чения);с подкреплять об-шивку (стрингером).

4.1.5. В. Нервюры.О. Нервюры различают нормальные и сило-вые, а по конструктивной схеме – балочные,рамные и ферменные. Нервюры работают всвоей плоскости как тонкостенные балки, пере-довая с обшивки через стрингеры распределен-ные аэродинамические силы давления и разреже-ния на лонжероны крыла. Балочные и ферменныенервюры работают и конструктивно выполненыкак одноименные лонжероны крыла.

Различать нервюры(как нормальные и си-ловые)…….……Р0166.с конструироватьсхему (нервюр – балоч-ную, рамную и фер-менную);а передавать силы(распределенные, аэро-динамические, давле-ния и разрежения налонжероны крыла);см выполнять нервю-ры (ферменные как од-ноименные лонжероныкрыла).

4.1.6. В. Обшивка.О. Обшивка образует контур крыла и герме-тизирует его. Обшивка работает на кручение взамкнутом контуре со стенками лонжеронов ина изгиб вместе со стрингерами в составе пане-лей. Обшивка выполняется из листового мате-

Образовывать контур(крыла и обеспечиватьего герметизацию)……………………….О0955.см выполнять обшив-ку (из листового мате-

70

риала в виде монолитных панелей и многослой-ных конструкций. Листовая обшивка выполняет-ся из листов сплавов легких и жаропрочных ма-териалов различной толщины. К концу крылатолщины уменьшаются механическим фрезеро-ванием или химическим вытравливанием. Моно-литные обшивки панели выполняются в виде мо-нолита обшивки со стрингерами и поясами нер-вюр из алюминиевых плит фрезерованием настанках с ЧПУ, методами прессования, штампов-ки, химического травления, различных сечений игабаритов. Многослойная обшивка состоит издвух листов алюминиевых сплавов, между кото-рыми расположен заполнитель из сотовых бло-ков, пенопласта, гофрированных листов. Этаконструкция чаще всего оклеивается.

риала в виде монолит-ных панелей);н уменьшать толщину(обшивки к концу кры-ла фрезерованием илихимическим травлени-ем);с фрезеровать обшив-ку (к концу крыла);а обрабатывать об-шивку (на станках сЧПУ);с заполнять пустоту(между листами запол-нителями из сотовыхблоков, пенопласта илигофрированными лис-тами).С оклеивать конст-рукцию (обшивкикрыла).

4.2. Функции на конструктивно-силовыесхемы крыльев.

4.2.1. В. Конструктивно-силовые схемы крыльев.О. Под конструктивно-силовой схемой крылапонимается совокупность и взаимное располо-жение элементов конструкции (лонжеронов,стрингеров, нервюр, обшивки), воспринимающихосновные силовые факторы. Силовые схемыкрыльев определяются восприятием изгибающегомомента элементами конструкции крыла и под-разделяются на два типа: лонжеронные, моно-блочные или кессонные.

Понимать совокуп-ность (и взаимное рас-положение элементовконструкции как кон-структивно-силовуюсхему крыла)….П1337;см восприниматьфакторы (изгибающе-го момента элементамиконструкции крыла);см подразделять типы(конструкции крыла:лонжеронные, моно-блочные или кессон-ные).

4.2.2. В. Лонжерон. Схема крыла.О. Лонжеронным называют крыло, у которогоизгибающий момент М воспринимается мощ-ными поясами лонжеронов, а относительно сла-бые стрингеры служат для подкрепления тонкойобшивки. Лонжеронные крылья стыкуются с фю-

см называть крыло(лонжеронным, у кото-рого изгибающий мо-мент М воспринимает-ся мощными поясамилонжеронов);

71

зеляжами точно по лонжеронам, а стрингеры иобшивка у борта фюзеляжа обрываются.

Подкреплять обшив-ки (относительно сла-быми стрингерами)…..…………………П0448.с стыковать крыло(лонжеронное с фюзе-ляжем точно по лонже-ронам);а обрывать стрингеры(и обшивку у бортафюзеляжа).

4.2.3. В. Моноблочная схема крыла.О. Моноблочным (кессонным) называют кры-ло, у которого изгибающий момент воспринима-ется верхней и нижней панелями, состоящимииз толстой обшивки, подкрепленной стрингера-ми. Моноблочные крылья стыкуются всеми си-ловыми элементами: обшивкой, стрингерами,лонжеронами, то есть во всему контуру монобло-ка – кессона.

см считать крыло(моноблочным иликессонным, у которогоизгибающий моментвоспринимается верх-ней и нижней панеля-ми…);стыковать крыло (совсеми силовыми эле-ментами по всему кон-туру моноблока-кес-сона)……………С0117.

4.3. Функции сравнительного анализалонжеронных и моноблочных крыльев

4.3.1. В. Сравнительный анализ лонжеронных имоноблочных крыльев.О. Выбор лонжеронной или моноблочной (кес-сонной) схемы крыла определяется: массой,жесткостью, компоновкой, удобством в эксплуа-тации, живучестью. Влияние каждого факторавыявляется при условии, что материал, габариты,прочность и нагруженность крыльев одинаковы.

Выбирать схему(лонжеронной или мо-ноблочной – кессоннойконструкции крыла)….………………….В0099.н выявить факторы(массы, жесткости,компоновки, удобства вэксплуатации, живу-честь);с подбирать матери-ал, (габариты, проч-ность и нагруженностькрыльев одинаковыми).

4.3.2. В. Сравнение по массе.О. При большой нагрузке и малой строитель-ной высоте лонжеронного крыла усилия в поя-сах лонжеронов увеличиваются и их делаюточень массивными. Поэтому материал поясов

Сравнивать массу(крыла)………...С0073.н увеличивать массу;с приближать мате-риал (поясов к ней-

72

приближается к нейтральной оси и используетсяхуже, чем у панелей моноблочного крыла, распо-ложенных на максимально возможном расстоя-нии от нейтральной оси.

тральной оси…);с удалять материал(от нейтральной оси намаксимально возмож-ное расстояние).

4.3.3. В. Сравнение по жесткости.О. Моноблочные крылья обладают большойжесткостью на кручение и изгиб благодаря бо-лее толстой обшивке и меньшим напряжением встрингерах по сравнению с поясами лонжероновлонжеронного крыла. У моноблочных крыльевдеформация обшивки меньше, что лучше сохра-няет форму профиля в полете.

см Сравнивать жест-кость (на кручение иизгиб);см иметь обшивку(более толстую именьшим напряжениемв стрингерах по срав-нению с поясами лон-жеронов лонжеронногокрыла);Сохранять форму(профиля в поясе у мо-ноблочных крыльев)….………………….С0733.

4.3.4. В. Сравнение по компоновке.О. По компоновке лучше лонжеронное крыло,так как его крепление к фюзеляжу шпиндельны-ми узлами позволяет внутрифюзеляжную частькрыла (центроплан) заменить кольцевыми шпан-гоутами – лонжеронами. Моноблочное крылостыкуясь по всему контуру, предполагает обяза-тельное наличие центроплана. В лонжеронныхкрыльях можно делать вырезы в обшивке безснижения прочности крыла. Вырезы закрываютсялегкими крышками-панелями, не участвующимив работе. В моноблочных крыльях вырезы в па-нелях кессона обязательно закрываются силовы-ми панелями, что утяжеляет крыло.

Компоновать крыло[лонжеронное, так какего крепление к фюзе-ляжу шпиндельнымиузлами позволяет внут-ри фюзеляжную частькрыла (центроплан) за-менить кольцевымишпангоутами - лонже-ронами]………..К0563.н позволять замену(крепления крылашпиндельными узламина кольцевые шпанго-уты – лонжероны);с закрывать вырезы(силовыми панелями);а совершенствоватьконструкцию (с об-легчения сборки иснижения массы кры-ла).

4.3.5. В. Сравнения по живучести.О. Живучесть моноблочного крыла выше, таккак прочность обеспечивается большим чис-лом элементов. Разрушение части панели неразрушает крыло. В лонжеронном крыле разру-

Обеспечить проч-ность (моноблочногокрыла за счет большогочисла элементов)……..…………………О0066.

73

шение лонжерона выводит крыло из строя. н сохранять крыло(при разрушении частипанели);а разрушать часть(панели при испытани-ях механических и лет-ных с цепью выясненияживучести).

4.3.6. В. Сравнение по удобству в эксплуатации.О. В эксплуатации лонжеронное крыло удоб-нее, так как демонтаж отъемных частей и кры-шек люков проще и требует меньше времени.

см обеспечивать удоб-ство (в эксплуатации);с применять крыло(лонжеронное в случа-ях, когда демонтажобъемных частей при-ходится производитьпри ограниченном вре-мени);эксплуатироватькрыло (в случаях про-изводства частого де-монтажа для ремонтаили замены)……Э0005.

4.4. Функции разъемов и стыков крыльев

4.4.1. В. Разъемы и стыки крыльев.О. Разъемы крыльев бывают конструктивные итехнологические. Стыки осуществляют силовуюсвязь между частями крыла и между крылом, ифюзеляжем.

Осуществлять связь(силовую между час-тями крыла)…...О1501.с конструироватьразъемы (технологич-ными и конструктивнооптимальными).

4.4.2. В. Разъемы крыльев.О. Деление крыла на центроплан и две консо-ли, или на центроплан, две средние части и двеконсоли (отъемные части) крыла. Центропланможет иметь размах равный диаметру фюзеляжаили может быть большим. Наиболее легким бу-дет крыло без разъемов по размаху.

Делить крыло (нацентроплан и две кон-соли)…………...Д0017.с сравнивать размер(центроплана с диа-метром фюзеляжа);а облегчать крыло(без разъемов по раз-маху) и т.д.

4.4.3. В. Конструкции центропланов.О. Центроплан – часть крыла, у которой про-дольные элементы (лонжероны, стрингеры, об-шивка) и нервюры продолжаются на участкевнутри фюзеляжа. Конструкция центроплана по-

Продолжать часть(крыла, у которой про-дольные элементы инервюры продолжают-ся на участке внутри

74

добна конструкции корневой отъемной частикрыла (ОЧК). Центроплан имеет усиленные бор-товые нервюры фюзеляжа. Стыковые узлы могутбыть моментными и шарнирными. Моментныйузел передает изгибающий момент и поперечнуюсилу. Шарнирный узел передает только попе-речную силу. Моментные узлы устанавливаютна лонжеронах, шарнирные - на продольныхстенках. Контурные соединения применяют встыках моноблочных крыльев.

фюзеляжа)…….П0897.с усиливать нервюры(фюзеляжа);а выполнять узлы(моментными и шар-нирными);см передавать силу(поперечную);см передавать момент(изгибающий и попе-речную силу);н устанавливать узлы(на лонжеронах шар-нирные, др.);с применять соедине-ния (контурные встенках моноблочныхкрыльев).

4.4.4. В. Стыковые узлы и контурные соединения.О. Стыковые узлы различают и проектируюткак моментными, так и шарнирными. Контур-ные соединения в самолетостроении применяют встыках в конструкции моноблочных крыльев.

Различать узлы (какмоментные, так и шар-нирные)….….....Р0009.см применять конст-рукцию (соединенийконтурных в стыкахмоноблочных крыль-ев).

4.4.5. В. Точечные стыки крыльев.О. Точечные стыки лонжеронных крыльевпредставляют собой узлы вильчатой конструк-ции (типа ухо-вилка). При большом числе про-ушин узлы называются гребенчатыми. Проуши-ны работают на разрыв и смятие. Оси отверстийпод стыковые болты располагают вертикально игоризонтально. При малой толщине крыла при-меняют сквозные вертикально расположенныеболты. Кроме вильчатых применяют фитинговыеузлы. Крепежные болты при этом работают нарастяжение. Фитинги соединяются фланцами.Крепежные болты устанавливаются в колодцахвнутри контура крыла.

см представлять сты-ки (точечные лонже-ронных крыльев, какузлы вильчатой конст-рукции);см называть узлы(гребенчатыми прибольшом числе про-ушин);Располагать оси (от-верстий под стыковыеболты вертикально игоризонтально)...Р0379.а применять болты(при малой толщинекрыла сквозные верти-кально расположен-ные);с чередовать приме-нение (вильчатых и

75

фитинговых узлов).4.4.6. В. Контурные соединения крыльев.О. Конструкция контурных соединений моно-блочного крыла представляет собой фланцевоесоединение, образованное монолитными фитин-говыми стыковыми профилями (фитинговымигребенками). Стыковые профили хорошо соеди-няются с силовыми элементами кессона: обшив-кой, стрингерами, поясами лонжеронов. Фитин-говые гребенки имеют концы для закладки кре-пежных болтов. Болты контурного стыка в растя-нутой зоне крыла работают на разрыв от изгиба ина срез от кручения. Стыковые фитинговые гре-бенки изготавливаются из тех же материалов, чтои силовые элементы кессона.

Соединять фланцы (вконтурную конструк-цию моноблочногокрыла)…………С0831.н образовывать сты-ки (монолитными фи-тинговыми профилями- фитинговыми гребен-ками);с стыковать профили(с силовыми элемента-ми);с крепить гребенки(за концы для закладкикрепежных болтов);н изготавливать гре-бенки (из тех же мате-риалов, что и силовыеэлементы кессона).

4.4.7. В. Нагрузки на стыковочные соединения.О. На стыковочные узлы в двухлонжеронномкрыле действуют изгибающий и крутящиймоменты и перерезывающая сила. Определяютпогонную нагрузку R в одной точке стыка. Осе-вую силу, действующую на узел находят по фор-

муле: n

nn H

MS = .

Суммарная поперечная сила определяется как:( ),.. кпмпстп QQQ ±=

BMQиQ k

кпмn =. ,

поперечные силы Qn и Mкр,где В – расстояние между лонжеронами. В итоге:

22nctn QSR += .

Определять нагрузку(R в одной точке)…….….……………..О0191.с находить силу (дей-ствующую на узел по

формуле n

nn H

MS = );

а изобразить формулу[ ( )кпмпстп QQQ .. ±= дляопределения суммар-ной поперечной силы);н вычислить нагруз-ку (по конечной фор-муле 22

nctn QSR += ).

4.4.8. В. Нагрузки на контурные соединения.О. Определение нагрузок на контурные соеди-нения заключается в определении нагрузки наодин (i-й) борт. Действующие силы и моменты теже (Q, M, Mкр). Осевую силу S1, действующую наодин i-й болт, определяем из условия, что усилиеS, нагружающее всю панель, распределяетсямежду болтами пропорционально их площадямразрыва:

см Определять на-грузки (на концевыесоединения…);см вычислять силу ( имоменты Q, M, Mкр);нагружать панель,(распределяя междуболтами пропорцио-нально их площади

76

∑==

pi

pii F

SFSи

HMS ,

где Fpi – площадь поперечного сечения одного i-го болта в растянутой зоне;∑ Fpi – суммарное сечение всех растянутых бол-тов.Сила Тi, срезающая один i-го болт, имеющий се-чение Fi возникают при передаче крутящего мо-мента Мкр. Определяют ее:

( )( )∑⋅

⋅⋅=

i

iкрi FH

FMT

5,0,

где Fi – площадь среза одного болта.Учитывается только половина Мкр, так как другаяего половина передается на стенки лонжеронов.Тогда для передней стенки суммарная попереч-ная сила:

( )BM

QQQ крпMn пкр

⋅±=±

5,0.

.

разрыва:

∑==

pi

pii F

SFSи

HMS );

н распределять силы(между болтами про-порционально их пло-щадям разрыва);см определять силу[по формуле:

( )( )∑⋅

⋅⋅=

i

iкрi FH

FMT

5,0];

с учитывать момент(Мкр, так как другая егополовина передаетсяна стенки лонжеронов);см вычислить силу(поперечную по фор-муле:

BM

QQQ крпMn пкр

⋅±=±

5,0.

);

4.5. Вырезы в крыльях и их функции

4.5.1. В. Вырезы в крыльях.О. Вырезы в крыльях нарушают непрерыв-ность силовых элементов и ослабляют их. Влия-ние выреза зависит от его размеров, вида силово-го воздействия, конструктивного оформления.Вырезы могут быть компенсированными и не-компенсированными.

Облегчать конструк-цию (крыла за счетвырезов)……….О0444.н компенсироватьпрочность (крыла);с оформлять конст-рукцию (вырезов со-ответствующим видомсилового воздействия).

4.5.2. В. Компенсированные вырезы.О. Компенсация (восстановление прочности)больших вырезов достигается постановкойсъемных силовых панелей, равнопрочных свырезанными участками. По краям силовая па-нель соединяется с силовой окантовкой выреза,соединенной со стрингерами, обшивкой и нервю-рами с помощью болтов, чем обеспечивается пе-редача усилий. Съемные силовые панели утяже-ляют конструкцию крыла и усложняют его экс-плуатацию. В стенках нервюр, лонжеронов не-большие вырезы компенсируются путем окан-

Компенсировать вы-резы (постановкойсъемных силовых па-нелей)………….К0043.с восстанавливатьпрочность (крыла);н устанавливать па-нели (съемные сило-вые);н соединять панель (ссиловой окантовкойвыреза);

77

товки их накладками из листа или отбортовкамиотверстий.

см обеспечить пере-дачу (усилий с помо-щью болтов).

4.5.3. В. Некомпенсированные вырезы.О. Большие некомпенсированные вырезы де-лаются в местах, требующих частого доступа,для размещения шасси. Они ослабляют конст-рукцию и требуют ее усиления, так как панели(или щитки) прикрывающие вырезы, делаются несиловыми, но жесткими и прочными. Большиенекомпенсированные вырезы влекут за собойбольшие изменения в силовой схеме крыла.

Размещать шасси (внекомпенсированныевырезы)………...Р0019.н усиливать конст-рукцию (в местах не-компенсированныхвырезов);с прикрывать вырезы(панелями или щитка-ми);а упрочнять вырезы(жесткими элемента-ми);н изменять схему (си-ловых конструкцийкрыла).

4.5.4. В. Носки крыльев.О. Носок – это съемная часть крыла, испыты-вает большие аэродинамические нагрузки. По-этому конструкция его должна быть жесткой ипрочной. Конструкция носка состоит из доста-точно толстой обшивки, подкрепленной диа-фрагмами (носками нервюр), число которыхбольше чем средних частей нервюр. Вдоль носкапроходят профили – пояса, которыми носок кре-пится к переднему лонжерону крыла анкернымиболтами и плавающими гайками. В носке частомонтируется противообледенительная системасамолета.

Воспринимать на-грузки (большие аэро-динамические)...В0073.с упрочнять носок;с подкреплять носок(диафрагмами – носка-ми нервюр, число ко-торых больше, чемсредних частей нер-вюр);а крепить носок (к пе-реднему лонжеронукрыла…);а монтировать систе-му (противообледени-тельную…).

4.6. Механизация крыла и ее функции

4.6.1. В. Механизация крыла, назначение, состав-ные части.О. Механизация крыла (закрылки, предкрылки,интерцепторы) – неотъемлемая часть крыла.Она позволяет менять аэродинамические ха-рактеристики крыла при взлете и посадке с це-лью уменьшения взлетно-посадочных свойствсамолета (посадочная скорость, скорость отрыва,

Механизироватькрыло (закрылки,предкрылки, интерцеп-торы) ………....М0003;в увеличивать силу(подъемную крыла);см увеличивать пло-щадь (крыла для уве-

78

длина пробега и разбега). личения подъемнойсилы);в менять характери-стики (при взлете ипосадке с целью улуч-шения взлетно-посадочных свойствсамолета).

4.6.2. В. Назначение, типы механизации.О. Предусматривается два вида механизациикрыла:

• для увеличения несущей способности кры-ла Су;

• для увеличения лобового сопротивления Сх.Оба вида входят в состав крыла. Для увеличе-ния несущей способности крыла имеются двегруппы средств механизации: аэродинамическиеи энергетические.

Увеличивать способ-ность (несущую крылаСу)……………...У0023;см увеличивать со-противление (лобовоеСх);а иметь группы (аэро-динамические и энер-гетические).

4.6.3. В. Аэродинамические средства механиза-ции крыла.О. В группу аэродинамических средств меха-низации крыла входят различного типа закрыл-ки и предкрылки. Выдвижные многоцелевыезакрылки и предкрылки увеличивают кривизнупрофиля, площадь крыла, энергию пограничногослоя.

Механизироватькрыло (для совершен-ствования и облегче-ния управления само-летом)…………М0013;с вмещать механиза-цию (в конструкциюкрыла типа закрылкови предкрылков);н увеличивать пло-щадь (и кривизну про-филя крыла, энергиюпограничного слоя).

4.6.4. В. Энергетические средства механизациикрыла.О. К энергетическим средствам механизацииотносят устройства, производящие воздействиена пограничный слой энергией воздушных илигазовых потоков. Это устройства управленияпограничным слоем: путем сдува пограничногослоя с крыла или его отсоса.

Относить устройства(к энергетическимсредствам…)….О0713;с производить воздей-ствие (на пограничныйслой энергией воздуш-ного или газовых пото-ков);а сдувать слой (погра-ничный с крыла, тоесть управлять погра-ничным слоем).

4.6.5. В. Нагрузки механизации крыла.О. Нагрузками механизации являются аэро-

Совершенствоватьуправление (самоле-

79

динамические силы. Массовыми нагрузками,ввиду их малости, пренебрегают. Расчетную аэ-родинамическую нагрузку, действующую на за-крылок определяют по формуле:

fSgCP мехмехnмех ⋅⋅⋅= ,где Сn – коэффициент нормальной силы; gмех – скоростной напор; S – площадь закрылка; f – коэффициент безопасности.По размаху механизации погонная аэродинами-ческая нагрузка распределяется пропорциональнохордам закрылка, предкрылка:

мех

мехмехмех S

вPq ⋅= .

По хорде крыла нагрузка распределяется по тре-угольному (для закрылков) и прямоугольному(для интерцепторов) законам.

том за счет механиза-ции и распределениянагрузок)………С0635.с рассчитывать на-грузку (действующуюна закрылок по форму-ле

fSgCP мехмехnмех ⋅⋅⋅= );а распределять на-грузку (по размаху ме-ханизации пропорцио-нально хордам закрыл-ка, предкрылка, как

мех

мехмехмех S

вPq ⋅= );

с нагружать крыло(по треугольному длязакрылков и прямо-угольному для интер-цепторов – законам).

4.6.6. В. Конструкция закрылков.О. Закрылки имеют продольный и попереч-ный силовой наборы и обшивку, образующуюзамкнутый контур. Конструкция подобна кон-струкции крыла. Закрылок представляет собойвыдвижную хвостовую часть крыла. Каркас за-крылка состоит из лонжеронов, набора нервюр,обшивки и законцовочного профиля. Закрылоквыдвигается в рабочее положение при помощикареток закрепленных на нем по рельсам на зад-нем лонжероне крыла или на балке механизации.Закрылки могут быть трехщелевыми и состоятьиз дефлектора, средней части закрылка и хвосто-вой части закрылка, связанных между собой ки-нематически. Для выдвижения закрылка исполь-зуют электромеханические или гидромеханиче-ские приводы. В выдвинутом состоянии образу-ются профилированные щели между хвостовойчастью крыла и дефлектором, между дефлекто-ром и средней частью закрылка, между среднейчастью закрылка и хвостовой частью закрылка.

Иметь конструкцию(закрылка, подобнуюконструкции крыла, собразованием замкну-того контура)….И0936;с представлять часть(хвостовую крыла, ко-торая выдвигается);н составлять каркас(закрылка из лонжеро-нов, набора нервюр,обшивки и законцо-вочного профиля повходимости);с выдвигать закры-лок (в рабочее поло-жение при помощи ка-реток и закрепленныхна закрылке рельсом назаднем лонжероне кры-ла или на балке меха-низации);а связывать кинема-тику (закрылка черездефлектор, среднюю

80

часть и хвостовуючасть и т.д.);а использовать при-воды (электромехани-ческие и гидромехани-ческие);с образовывать щели(профилированныемежду дефлектором изадней частью закрыл-ка, между задней ча-стью закрылка и хво-стовой частью закрыл-ка).

4.6.7. В. Конструкция интерцептеров.О. Интерцепторы применяются как воздушныетормоза для увеличения сопротивления самолета,что приводит к уменьшению аэродинамическогокачества. Это дает возможность управлять траек-торией самолета при посадке и уменьшает длинупробега. Интерцепторы используются как органыпоперечной управляемости дополнительно к эле-ронам. Интерцепторы не меняют замкнутого кон-тура, работающего на кручение. Конструктивноони представляют собой пластины, подкреплен-ные с одной стороны продольным и поперечнымнабором. Интерцепторы имеют узлы навески накрыло типа ухо-вилка и отклоняются при помощиэлектромеханических систем.

Тормозить самолет (ввоздушном простран-стве)……………Т0005;с увеличивать сопро-тивление (движениюсамолета в воздушномпространстве);с уменьшать качество(аэродинамическое са-молета);н давать возможность(управлять траекториейсамолета при посадке);а сокращать пробег(по посадочной поло-се);с использовать ин-терцепторы (как орга-ны поперечной управ-ляемости, дополни-тельно к элеронам);а иметь узлы (навескина крыло типа ухо-вилка) и т.д.

4.6.8. В. Конструкция предкрылков.О. Предкрылок – это часть носовой выдвижнойчасти крыла. В выдвинутом положении пред-крылок образует с крылом профилированнующель. Предкрылок состоит из лонжеронов, стрин-геров, законцовки, нервюр (диафрагм) и обшивки.Все элементы выполнены из профилей и листовиз алюминиевых сплавов. Для выдвижения пред-

Образовывать щель(в выдвинутом поло-жении между носовойчастью крыла и рель-сом)……………О1312;в создавать силу(подъемную из-за уве-личения площади кры-

81

крылков на них смонтированы рельсы, выдви-гающиеся по кареткам на переднем лонжеронекрыла при помощи механизмов электровинтовоготипа.

ла);с выполнять элемен-ты (предкрылка изпрофилей и листовалюминиевых спла-вов);с монтировать рель-сы (для движения ка-реток на переднемлонжероне крыла);н предусматриватьмеханизмы (электро-винтового типа) и т.д.

82

5. ТЕЗАУРУС ПО РАСЧЕТУ КРЫЛА НА ПРОЧНОСТЬ

Крылья представляют собой плоские тонкостенные балки с большой же-сткостью в плоскости хорд. Поэтому работу крыла в этой плоскости обычно нерассматривают и направлениями в конструкции от сил лобового сопротивленияпренебрегают. Крылья создают практически всю подъемную силу самолета иподвергаются деформациям изгиба и кручения. Поэтому главной функциейрасчета крыла на прочность является:Рассчитать запас (прочности крыла)……………………………………Р0193;в произвести расчет (на прочность конструкции крыла, с определением за-

паса 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 прочно-

сти 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 приме-няют двухпоясную тонкостенную балку, жест-ко закрепленную в фюзеляже. Изгибающий мо-мент воспринимается силовыми элементами, наи-более удаленными от нейтральной оси. Работойна изгиб стенок лонжеронов, носовой и хвостовойчастями сечения крыла пренебрегают. При вос-приятии вертикальной поперечной силы работаютстенки лонжеронов, а работу панелей не учиты-вают. Принимается, что нормальные напряженияпо сечению поясов лонжеронов, обшивки и стрин-геров, и касательные напряжения по сечению сте-нок и обшивки распределяются равномерно.

Применять балку(двухпоясную тонко-стенную в качестверасчетной схемы кры-ла)……………..П0012;с пренебрегать работу(на изгиб стенок лон-жеронов носовой ихвостовой частями се-чения крыла);а не учитывать рабо-ту (панелей при вос-приятии вертикальнойпоперечной силы);н принимать напря-жения (по сечениюпоясов лонжеронов,обшивки и стрингеров,и касательные напря-жения по сечению сте-нок и обшивки какраспределенные рав-номерно);

5.1.2.В Проверочный расчет.О. Проверочные расчеты определяют нор-мальные и касательные напряжения в сило-вых элементах крыла, которые сравнивают с раз-

Проверить напряже-ния (методом расчетанормальных и каса-тельных напряжений в

83

рушающими, делая вывод о прочности. Даннымидля расчета является:

• Геометрические параметры конструкциикрыла и его элементов;

• Прочностные характеристики материа-лов;

• Эпюры поперечных сил Q;• Эпюры изгибающего момента М;• Эпюры крутящего момента Мкр.;• Конструктивно-силовая схема крыла.

силовых элементахкрыла) ..………П0793;с сравнивать напря-жения (с разрушаю-щими, делая вывод опрочности);н предоставить дан-ные (для расчета: гео-метрические парамет-ры конструкции крылаи его элементов; проч-ностные характеристи-ки материалов; эпюрыпоперечных сил и всехмоментов М и Мкр.;конструктивно – сило-вую схему крыла).

5.1.3. В. Проектировочный расчет.О. Проектировочные расчеты выполняют дляподбора потребных сечений и форм силовыхэлементов. Исходными данными являются:

• Эпюры поперечных сил Q;• Эпюры изгибающего момента М;• Эпюры крутящего момента Мкр

• Конструктивно-силовая схема крыла;• Геометрические параметры конструк-

ции крыла и его элементов;• Прочностные свойства материалов.

Подбирать сечения(при выполнении про-ектировочных расчетовкрыла)…………П0833;н рассчитать форму(силовых элементов);в производить расчет(проектировочный последующим исходнымданным: эпюрам попе-речных сил, изгибаю-щего момента, крутя-щего момента, конст-руктивно-силовой схе-ме, геометрическимпараметрам и прочно-стным свойствам мате-риалов).

5.2 Проверочный расчет лонжеронныхкрыльев и его функции.

5.2.1. В. Проверочный расчет лонжеронныхкрыльев и его назначение.О. Проверочный расчет лонжеронных крыльевсостоит из расчета на сдвиг и кручение – опре-деление нормальных напряжений σσσσ и расчет насдвиг и кручение – определение касательных на-пряжений τ. В каждом сечении крыла действуют:

Произвести расчет (наизгиб-определениенормальных напряже-ний σ)………….П0222;н определять напря-жение (касательные τ)с найти силы (попе-

84

поперечная сила Q, изгибающий момент М, кру-тящий момент Мкр, значение которых берут изэпюр. Рассматривают расчет двухлонжеронногокрыла.

речного Q; моментыизгибающий и крутя-щий, значения которыхберутся из эпюр)а рассматривать рас-чет (двухлонжеронногокрыла).

5.2.2. В. Определение положения центра жест-кости крыла.О. Для распределения поперечной силы Q постенкам лонжеронов, а изгибающего момента Мпо поясам переднего и заднего лонжеронов опре-деляют положение центра жесткости (ЦЖ) се-чения, которое определяется жесткостями лонже-ронов – EI. При разной жесткости лонжероновцентр жесткости смещается в сторону более жест-кого из них. Материал лонжеронов одинаков. То-гда расстояние a и b от центра жесткости до лон-жеронов определяем по формулам:

зП

П

зП

з

IIICb

IIICa

+⋅=

+⋅= ; ,

где Iп и Iз - моменты инерции переднего и заднеголонжеронов.Считая, что моменты инерции сечений лонжеро-нов пропорциональны квадратам их высот. Тогда:

. ; 22

2

22

2

зП

з

зП

з

HHHCb

HHHCa

+⋅=

+⋅=

Для многолонжеронных крыльев:

,33

32

31

3332

321

31

HHHаHаHаH

цж ++⋅+⋅+⋅=χ

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

Определять положе-ние (центра тяжестикрыла)…………О0235;с распределить силы(Q – поперечные постенкам лонжеронов);н вычислить момент(М по поясам передне-го и заднего лонжеро-нов и определить ЦЖсечения);см определить жест-кость (лонжеронов –EI);а смещать центр (же-сткости в нужное по-ложение, обеспечиваяодинаковую или рав-ную жесткость лонже-ронов);см определить рас-стояние (а и b от цен-тра жесткости до лон-жеронов по форму-лам:

зП

п

зП

з

IIIcb

IIIca

+⋅=

+⋅= ; );

в считать момент(инерции сечения лон-жеронов пропорцио-нальным квадратам ихвысот);а приравнять рас-стояния (а и b по сле-дующей математиче-ской цепочке:

22

2

22

2

;зП

з

зП

з

HHHCb

HHHCa

+⋅=

+⋅= );

85

н спроектироватькрыло (многолонже-ронное по следующейформуле:

33

32

31

3332

321

31

HHHаHаHаH

цж ++⋅+⋅+⋅=χ ).

5.2.3. В. Распределение сил и моментов по лонже-ронам.О. Поперечная сила Q и изгибающий моментраспределяются по лонжеронам следующим об-разом:

∑

∑⋅=⋅=⋅=

⋅=⋅=⋅=

3

3

3

3

;;

;;;

HHMMc

aMMcbMM

HHQQc

aQQcbQQ

ППзП

ПnзП

.

Распределять силы(по лонжеронам)………………………….Р0257;см распределять мо-мент (изгибающий полонжеронам, используяследующие зависимо-сти:

).;

;;

;;

3

3

3

3

∑

∑⋅=⋅=

⋅=⋅=

⋅=⋅=

HHMMc

aMM

cbMM

HHQQ

caQQc

bQQ

ППз

Пn

П

зП

5.2.4. В. Рассечет лонжеронного крыла.О. В лонжеронном крыле изгибающий моментМ воспринимается только поясами лонжеро-нов. Распределив М по лонжеронам, определя-ют осевые силы сжатия Sсж и растяжения Sp в ихпоясах:

зз

зрзсж

ПП

ПрПсж

HМSS

HМSS

⋅==

⋅==

95,0

;95,0

....

....

Нормальные напряжения получим, разделив осе-вую силу в нем на площадь его сечения:

лл F

S=σ .

Для растянутой и сжатой зон условие прочности:лb σ<σ , так как лкр σ=σ в связи с тем, что у

мощных поясов лонжеронов общей и местной по-тери устойчивости не происходит.

Воспринимать мо-мент (изгибающий Мтолько поясами лонже-ронов)………….В0277;см распределить мо-мент (М по лонжеро-нам);см определить силы(сжатия Sсж. и растяже-ния Sр в их поясах);с получить напряже-ния (нормальные, раз-делив осевую силу внем на площадь его се-чения:

лл F

S=σ )

а сохранять устойчи-вость (для растянутойи сжатой зон при усло-вии: лb σ<σ , т.к.

лкр σ=σ ) и т.д.5.2.5.В. Расчет крыльев на кручение и сдвиг.О. В лонжеронном крыле поперечная Q воспри-нимается стенками лонжеронов. Распределив Qпо лонжеронам определяют в их стенках каса-тельные напряжения сдвига τQ, разделив попе-

Воспринимать силу(Q – поперечную стен-ками лонжеронов)…….………………….В0217;н разделять силы (по-

86

речные силы на площади стенок:

зз

ззз

з

ПП

ППл

П

gН

QtQ

gН

QtQ

δ=δ=

δ=δ=

95,0

95,0

где 0,95Н и δ - рабочая высота и толщина стенок;q – погонные касательные усилия в стенках.Крутящий момент в лонжеронном крыле вос-принимается контуром, состоящим из стеноклонжеронов и обшивки верхнего и нижнего кон-тура крыла, в котором возникают потоки каса-тельных усилий крq . Касательные напряжениякручения от крутящего момента крМ определяем:

δδτ кркркр

qFМ

==02

,

где δ - толщина стенки обшивки.Так как на стенки лонжеронов одновременно дей-ствуют поперечная сила Q и крутящий моментМкр, то суммарные касательные напряжения а нихравны:

крa τττ ±=∑ .Суммарные касательные напряжения∑τ сравняются с предельно допустимыми предτ ,которые должны быть меньше критических длястенки и для обшивок:

...

..

обобпред

стрпред

ττττ

≥

≥ ∑

перечные Q по лонже-ронам в их стенках);а определять напря-жения (сдвига Qτ , раз-делив поперечные силына площади стенок:

);95,0

95,0

зз

ззз

з

ПП

ППл

П

gН

QtQ

gН

QtQ

δ=δ=

δ=δ=

с сравнивать напря-жения ( ∑τ и .предτ , ко-торые должны бытьменьше критическихдля стенки и для об-

шивки: ...

..

обобпред

стрпред

ττττ

≥

≥ ∑ ).

5.3. Проверочный расчет моноблочных крыльев и функции расчета

5.3.1. В. Проверочный расчет моноблочныхкрыльев.О. Проверочный расчет моноблочных крыльевсостоит из расчета на изгиб, сдвиг и кручениеот действия сил Q, М и Мкр.

Выполнить расчет (напроверку моноблочныхкрыльев на изгиб, сдвиги кручение от действиясил Q, М и Мкр)..В0433.

5.3.2. В. Расчет на изгиб.О. Изгибающий момент М в моноблочныхкрыльях воспринимается обшивкой и стринге-рами, образующим мощные стенками панели кес-сона, в которых возникают осевые усилия сжа-тия и растяжения. Сечения поясов лонжероновблизки к сечениям стрингеров, поэтому поясаучитывают в работе верхней и нижней панели

Произвести расчет (наизгиб и определить из-гибающий момент М вмоноблочных крыльях)…..…………….П0736;с учитывать пояса (вработе верхней и ниж-ней панели крыла);

87

крыла. Суммарные осевые силы, действующие напанели:

max. 85,0; СННМSпан ==

Нормальные напряжения сжатия сжσ и растяже-ния рσ определяют:

робстрл

пан

пан

панв

обстрл

пан

пан

пансжстркр

FnFFS

FS

FnFFS

FS

σ=ϕ++

=≥σ

ϕ++==σ≥σ

∑

∑

9,0)(

)(...

и сравнивают с допустимыми.Коэффициент 0,9 учитывает ослабленные панелиотверстиями под заклепки.

см вычислить силы(суммарные:

max. 85,0; СННМSпан == );

см определять напря-жения (сжатия сжσ ирастяжения рσ );н сравнивать напря-жения (с допустимыминапряжениями);н учитывать коэффи-циент (0,9, так как онпоказывает ослаблен-ные панели отверстия-ми под заклепки).

5.3.3. В. Расчет на сдвиг и кручение.О. Элементы конструкции моноблочного крылапод действием Q и Мкр работают также как и улонжеронного крыла. Поэтому расчет моно-блочного крыла на сдвиг и кручение произво-дится по формулам:

.95,0

95,0 пп

ппп

зз

ззз

з

л

gН

QtQ

gН

QtQ

δ=δ=

δ=δ=

Сравнивать конст-рукцию (моноблочногокрыла с конструкциейлонжеронного припроизводстве расчетовна сдвиг и кручение потем же формулам)………………………С0811;см рассчитать конст-рукцию (моноблочногокрыла на сдвиг и кру-чение подобно конст-рукции лонжеронногокрыла).

5.4. Проектировочный расчет лонжеронных крыльев и его функций

5.4.1. В. Проектировочный расчет лонжеронныхкрыльев и его цель.О. Цель проектировочного расчета крыльев –определение потребных площадей и форм се-чений поясов лонжеронов, воспринимающих по-перечную силу Q и крутящий момент Мк.

Определять площади(потребные и формысечения поясов).О0077;см производить рас-чет (проектировочныйкрыльев с целью опре-деления потребныхплощадей и форм сече-ний поясов лонжеро-нов, воспринимающихпоперечную силу Q икрутящий момент Мкр).

88

5.4.2. В. Подбор сечений поясов лонжеронов.О. Для определения площадей поясов лонже-ронного крыла вблизи разъема находят Мп и Мз.Тогда площадь лонжерона определяют:

вHMFл ⋅σ

=п

пп. 95.0

, так как вл

л FHM σ≤=σ

п.п

п

95.0В сечениях вдали от разъема в работе на изгибучаствуют стрингеры с обшивкой. Поэтому рас-чет имеет вид:1. Определяют обδ из расчета на кручение (неменее,8 мм.):

пред

коб

qτ

δ = , так как τδ=q , то 02F

Mq кркр = .

2. Выбирают шаг стрингеров в пределахb=150-200 мм. и площадь одного стрингера.

3. Определяют наибольшую осевую силу S,воспринимаемую только стрингерами и об-шивкой в сжатой зоне:

nFS обстрстркрсж )30( 2. δσ += , так как обшивку со

стрингерами можно представить как n (почислу стрингеров) участков приведеннойширины bпр с площадью каждого: 230δ+стрF .

4. Определяют силу, которую должна воспри-нять вся сжатая панель с поясами лонжеро-нов:

срсжпан H

MS =. ,

где Нср – средняя высота лонжеронной части.5. Определяют суммарную площадь поясовлонжеронов:

∑ σ=σσ−= ввSSF лкрсжсжпан

л 9,0;9,0 ..

.

6. Распределяют полученную площадь полонжеронам пропорционально их высотам иподбирают профили.

Находить моменты(Мп и Мз)..……..Н0029;в подбирать сечения(поясов лонжеронов);см Определять пло-щадь (лонжерона как:

вHMFл ⋅σ

=п

пп. 95.0

);

см произвести расчет(на изгиб стрингеров вработе с обшивкой поформуле:

пред

коб

qτ

δ = );

а выбрать шаг (стрин-геров в пределах в=150-200 мм и площадь од-ного стрингера);см определить силу [S– осевую, восприни-маемую только стрин-герами и обшивкой всжатой зоне:

nFS обстрстркрсж )30( 2. δσ += ];

н предоставлять уча-стки [в количестве n(по числу стрингеров)ширины bпр с площа-дью каждого:

230δ+стрF ];с воспринимать силу(сжатой панелью с поя-сами лонжеронов:

срсжпан H

MS =. );

см определять пло-щадь (суммарнуюлонжеронов:

∑ σ=σσ−

= ввSSF лкрсжсжпан

л 9,0;9,0 ..

. ;

см распределять пло-щадь (по лонжеронампропорционально ихвысотам и подбиратьпрофили).

89

5.4.3. В. Подбор толщины стенок и обшивки.О. Подбирая толщины стенок и обшивки лон-жеронного крыла:1. Распределяют поперечную силу по лонже-ронам на Qп и Qз по Нп и Нз на профиле рас-считываемого сечения.

2. Определяют погонные касательные силы q встенках от Q и Мкр:

0пп

п 2;95.0;95.0 FQqH

QqHQq кр

крз

зз === .

3. Определяют суммарные погонные касательныесилы в стенке:

крqqQq +=∑

4. Определяют потребные толщины стенок иобшивки:

обпр

коб

стпрст

qq...

; τδτδ == ∑ .

Подбирать толщину(стенок лонжеронногокрыла и его обшивки)…………………П0099;см распределять силу(поперечную силу полонжеронам на Qп и Qзпо Нп и Нз)см определять силы[касательные, погонные(q) в стенках Q и Мкр:

];2

;95.0;95.0

0

пп

FQq

HQqH

Qq

кркр

зз

зn

=

==

см определять толщи-ны (стенок и обшивки:

обпр

коб

стпрст

qq...

; τδτδ == ∑ ).

5.5 . Проектировочный расчет моноблочных крыльев и его функции

5.5.1. В. Проектировочный расчет моноблочныхкрыльев и его цель.О. Цель проектировочного расчета моноблоч-ного крыла - подбор сечений стрингеров и об-шивки, составляющих силовые панели, которыевоспринимают весь изгибающий момент М и оп-ределение толщины стенок лонжеронов.

Подобрать сечения(стрингеров и обшивкисоставляющих силовыепанели)………..П0072;см воспринимать мо-мент (изгибающий М);см определять толщину(стенок лонжеронов);

5.5.2. В. Определение толщины обшивки.О. Для определения сечения элементов моно-блочного крыла применяют метод приведеннойобшивки, для чего распределяют материал стрин-геров по обшивке, заменяя стрингерную панельобшивкой приведенной толщины прδ ,

Где bFстр

обобпр += ϕδδ и bоб

обδϕ 30= , то есть

прδ - приведенная площадь панели;b - ширина панели.Расчет заключается в следующем:1. Задавшись величиной м

стркр.σ , определяютприведенную толщину сжатой панели стркрδ .

при Н=085Смах.

Применять метод(расчета толщины об-шивки – метод приве-денной обшивки)……..…………………П0071;с распределять мате-риал (стрингеров пообшивке);с заменять панель(стрингерную обшив-кой приведенной тол-щины прδ );см определять толщи-ну (по формуле:

90

мстркр

сжпр НbМ

.. 9,0 σ

=δ , так как

...

стркрсжпр

сж НbδМ σ≤=σ

2. Определяют приведенную толщину растя-нутой панели:

врпрр НbМ

σδσ ≤=.09, ; вHB

Мрастпр σ=δ 9,0. .

3. Задаются шагом стрингеров в сжатой и рас-тянутой зонах и принимают толщины об-шивок: сжпрсжоб .. 9,0 δδ = ; растпррастоб .. 65,0 δ=δопределяют bсжобоб /30 .δϕ = .

bFстр

обобпр += ϕδδ ,

bоб

обδϕ 30= );

а проектировать тол-щину (сжатой панели

стрпрδ . при Н=085Смах.);см определять толщи-ну (приведенную рас-тянутойпанели:

всжпр

р НbМ σ≤δ=σ

.9,0 ;

вHBМ

растпр σ=δ 9,0. );

н задавать шаг (стрин-геров b в сжатой и рас-тянутой зонах);н принимать толщину(обшивок:

сжпрсжоб .. 9,0 δδ = ,растпррастоб .. 65,0 δδ = );

с определяют обϕ (гдеbсжобоб /30 .δϕ = ).

5.5.3. В Определение сечений стрингеров.О. Определяют количество стрингеров и ихплощадь для сжатой зоны. Количество стринге-ров, без учета стрингеров, стоящих по краям па-нели, где устанавливаются пояса лонжеронов:

1−= bBnсж .

Площадь поясов лонжеронов определя-ют: стрл FF 2≤ , так как они составляются из двухстрингеров или равных им по площади сечения.Поэтому площадь одного стрингера определяютпо формуле: 4)(. +ϕδ−δ= сжобпрсжстр nBF .

Определять количе-ство (стрингеров и ихплощадь для сжатойзоны)…………..О0139;в приравнивать пло-щадь (из двух стринге-ров площади поясовлонжеронов, то есть

стрл FF 2≤ );см определить пло-щадь [одного стринге-ра по формуле:

4)(. +ϕδ−δ= сжобпрсжстр nBF ].

5.6. Расчет на прочность механизации крыла и его функции

5.6.1. В. Расчет на прочность элементов механи-зации крыла.О. Расчет на прочность элементов крыла произ-водится теми же методами, что и расчет на проч-ность элементов конструкции крыла. В качест-

Рассматривать расчет(на прочность элемен-тов механизации крылакак конструкцию само-го крыла и проводить

91

ве примера может рассматриваться расчет напрочность выдвижного закрылка, который рас-сматривается как двухопорная балка с консоля-ми. Изгибом закрылка в плоскости хорд пренеб-регают.

теми же методами)….…………….Р00917;в производить расчет(на прочность механи-зации крыла теми жеметодами, что и расчетна прочность элемен-тов конструкции кры-ла);н пренебрегать изгиб(закрылка а плоскостихорд при производстверасчетов).

5.6.2. В Определение погонной аэродинамической на-грузки закрылка.

О. Погонная аэродинамическая нагрузка закgраспределяется по размаху крыла равномерно.Кроме закg , закрылок нагружается силой пS , дей-ствующей со стороны подъемника.Тогда:

зак

закзак l

Pg = ; δ= sinп SS ,

Где закl - длина закрылка;S - составляющая сила;

δsin - угол отклонения закрылка.Величина силы S определяется графически.

Распределять нагруз-ку ( закg - погонную аэ-родинамическую)……..………………….Р0022;см определять на-грузку (погонную аэ-родинамическую закg ираспределять при рас-четах по размаху рав-номерно);в нагружать закрылок(силой пS , действую-щей со стороны подъ-емника);а сформировать усло-вие (математическойинтерполяции расчета:

зак

закзак l

Pg = ; δ= sinп SS );

см определять силы( S - графически).

5.6.3. В. Определение реакции в узлах креплениязакрылка к крылу.О. Величина реакции опор R находятся графи-чески. Со стороны рельсов на закрылок действу-ют реакции, равнодействующая которых прохо-дит через центр кривизны дуги рельса. Силы S ,закP , и R находятся в равновесии. Поэтому, строясиловой треугольник, находят значения S и R .Сила закP проходит через центр давления, распо-ложенный в центре тяжести эпюры нагрузок похорде на расстоянии сечb , так как нагрузка по хор-

см определять реак-ции (в узлах креплениязакрылка);Находить реакции(опор R графически)….…………………Н0007;в уравновешивать си-лы ( S , закP , и R );в строить треуголь-ник (силовой и нахо-дить значения S и R );

92

де распределяется по треугольному закону. см распределять на-грузку (по хорде нарасстоянии сечb по тре-угольному закону).

5.6.4. В. Построение эпюр сил и моментов, дейст-вующих на закрылок.О. Эпюры сил и моментов строят тем же мето-дом графоаналитического интегрирования.Принимают, что ЦЖ сечений закрылка лежит наоси лонжерона. Плечи всех сил C , l находят изграфических построений. Тогда суммарный кру-тящий момент находят по формуле:

lRСdzqM i

z

заккр ⋅−⋅= ∫0

,

где C - расстояние от ЦД и до ЦЖ.Можно сначала строить эпюру крM от закg , интег-рируя эпюру погонных крутящих моментов:

cqm зак= и от реакций 1R и 2R силы nS сложив обеэпюры алгебраически, получают суммарную эпю-ру крM .

Строить эпюры (ме-тодом графоаналитиче-ского интегрирования)…………………С0199;н принимать условие,(что ЦЖ сечений за-крылка лежит на осилонжерона);см находить плечи(всех силC , l из графи-ческих построений);Интегрировать эпю-ры ( крM от закg ).И0091;а сложить эпюры(первую и вторую, по-лучить суммарнуюэпюру крM ).

5.6.5. В. Расчет на изгиб, сдвиг и кручение за-крылков.О. Напряжение в силовых элементах закрылкаопределяют так же, как и для крыла соответст-вующей конструкции. Проектировочный расчетзакрылка ведется теми же методами, что и расчеткрыла аналогичной конструкции.

Сравнивать расчеты(при определении на-пряжения в силовыхэлементах закрылка)….………………….С0097;с анализировать ре-зультаты (расчетов наизгиб, сдвиг и кручениезакрылков с расчетоманалогичной конструк-ции).

93

6. ТЕЗАУРУС НА ОПЕРЕНИЕ И ЭЛЕРОНЫ

В соответствии с конструкционной иерархией крыла, оперение и элероныявляются составной частью системы управления самолетом и существеннымобразом 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 назначе-ние.О. Оперение самолета называют аэродинами-ческие поверхности, которые служат для обес-печения потребной устойчивости, управляемостии балансировки относительно всех осей. К опе-рению относят неподвижные и подвижные частигоризонтального и вертикального оперения.

Создавать устойчи-вость, (управляемостьи балансировку отно-сительно всех осей)…..…………………С0097;н относить неподвиж-ность (и поддерживатьчасти вертикального игоризонтального опе-рения);с называть оперение(аэродинамической по-верхностью);

6.1.2. В. Назначение вертикального оперения.О. Вертикальное оперение обеспечивает путе-вую управляемость (угол рыскания), устойчи-вость и балансировку самолета. Устойчивостьсоздает киль вертикального оперения, а управ-ляемость и балансировку рули направления.

Обеспечивать угол(рыскания, управляе-мость, устойчивость ибалансировку самоле-та)……………..О0193;см создавать устой-чивость (с помощьюкиля вертикальногооперения, а управляе-мость и балансировку -рулями направления).

6.1.3. В. Назначение горизонтального оперения.О. Горизонтальное оперение обеспечиваетпродольную устойчивость, управляемость ибалансировку самолета (угол тангажа). Устой-чивость обеспечивает стабилизатор, а управляе-мость и балансировку – рули высоты.

см Обеспечивать угол(тангажа, продольнуюустойчивость, управ-ляемость и баланси-ровку самолета);в стабилизироватьуправляемость (ус-тойчивость и баланси-ровку самолета рулямивысоты).

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

Увеличивать эффек-тивность (вертикаль-ного оперения за счет

94

ковых скоростях. Оперение может быть одно-килевое и с разнесенными килями. Для увеличе-ния эффективности вертикального оперенияприменяют килевые гребни (форкили) и подфю-зеляжные кили. Разнесенное оперение применя-ется на сверхзвуковых и тяжелых транспортныхсамолетах.На некоторых типах самолетов применяют V-образное хвостовое оперение, выполняющее од-новременно функцию горизонтального и верти-кального оперения (рули такого оперения откло-няются в одну или в разные стороны).

применения килевыхгребней)……….У0144;с применять гребни(форкили для увеличе-ния эффективностивертикального опере-ния);а разносить оперение(для сверхзвуковых итяжелых транспортныхсамолетов);в применять оперение(V – образное хвосто-вое для выполненияодновременно функцийгоризонтального и вер-тикального);н отклонять рули (та-кого оперения в однуили другую сторону) ит.д.

6.1.5. В. Расположение оперения.О. Горизонтальное оперение устанавливаюттак, чтобы оно не попадало в спутную струюкрыла на основных режимах самолета. На само-летах, у которых двигатели установлены в хво-стовой части фюзеляжа (например ТУ-154, Ил-62), горизонтальное оперение выносят вверх ки-ля. Такая (Т – образная) схема приводит к ус-ложнению и утяжелению конструкции. Горизон-тальное и вертикальное оперение может бытьцельноповоротным. Самолеты могут иметь гори-зонтальное оперение, расположенное впередикрыла (схема «утка») и самолеты могут быть безгоризонтального оперения (схема «бесхвостка»).

Устанавливать опе-рение (так, чтобы ононе попадало в спутнуюструю на основных ре-жимах самоле-та)……………...У0633;н выносить оперение(вверх киля для типовсамолетов с двигателя-ми в хвостовой части);а иметь оперение(цельноповоротное, какгоризонтальное, так ивертикальное);с располагать опере-ние (как, например, го-ризонтальное впередикрыла);с не иметь оперение(горизонтального насамолетах схемы «бес-схвостка»);

6.1.6. В. Формы оперения.О. Внешние формы горизонтального и верти-кального оперения подобны формам крыла и

Сформировать подо-бие (внешних форм го-ризонтального и верти-

95

их геометрические характеристики (профили,виды в плане и спереди) аналогичны. Профилигоризонтального оперения чаще всего, а верти-кального оперения всегда симметричны.

кального оперенийформам крыла)………..…………………С0099;с рассматривать ана-логию (геометриче-ских характеристик ивнешних форм опере-ния и крыла);а определить симмет-ричность (горизон-тально и вертикальногооперения).

6.2. Нагрузки на оперение и их функции

6.2.1. В. Действующие нагрузки на оперение.О. На оперение действуют аэродинамические имассовые силы. Ввиду малости массовых сил(особенно для рулей и элеронов) по сравнению саэродинамическими ими пренебрегают припрочностных расчетах. Величина и распределе-ние аэродинамических сил зависит от режима по-лета. Нагрузки на горизонтальное оперение под-разделяют на уравновешивающие, маневренные ипри полете в неспокойном воздухе. Нагрузки навертикальное оперение возникают при маневре,несимметричной тяге, полете в неспокойной ат-мосфере.

Воспринимать силы(действующие - аэро-динамические и массо-вые)……………В0393;с рассчитывать ха-рактеристики (впрочностные, пренеб-регая действующиемассовые силы в видуих малости);а распределять силы(аэродинамические взависимости от режимаполета);н подразделять на-грузки (на уравнове-шивающие, маневрен-ные и при полете в не-спокойном воздухе);см определять на-грузки (на вертикаль-ное оперение, возни-кающие при маневре,несимметричной тяге,полете в неспокойнойатмосфере).

6.2.2. В. Уравновешивающие нагрузки горизон-тального оперения.О. Уравновешивающая эксплутационная на-грузка на горизонтальное оперение - э

урогP .. опре-деляется из условия статического равновесия

Определять нагрузку(на горизонтальноеоперение из условиястатического равнове-сия моментов)..О0199;

96

моментов относительно оси Z при прямолиней-ном или криволинейном полете с заданной пе-регрузкой уn :

dIМP экрzбог

эурог ⋅==α⋅ ..г.о.... ,

где ..огα - расстояние от ЦД горизонтального опе-рения до ЦТ самолета;

г.оzбМ - продольный момент самолета без гори-зонтального оперения, он определяется:

сахzzб SbVmМ2

'2

г.оρ−= ;

yCnGV 22

2⋅=ρ ,

где zm' - коэффициент продольного момента са-молета без горизонтального оперения;сахb - средняя аэродинамическая хорда крыла.Поэтому эксплутационная уравновешивающаянагрузка на горизонтальное оперение равна:

....

'ОГ

сахэ

y

zэурог

bGnCmP

α−= ,

zm' - в летном диапазоне углов атаки есть как:)(' yz Cfm =

в уравновешивать на-грузку (эксплутацион-ную на горизонтальноеоперение - э

урогP .. );с вычислять момент(продольный г.оzбМ );см вычислять на-грузку [по формуле:

....

'ОГ

сахэ

y

zэурог

bGnCmP

α−= ,

где )(' yz Cfm = ].

6.2.3. В. Маневренные нагрузки горизонталь-ного оперения.О. Маневренная нагрузка ... ОГманP∆ возникаетпри дополнительном отклонении руля высотыдля совершения маневра. Она является неурав-новешенной и зависит от скоростного напора,площади горизонтального оперения ( ..ОГS ), ско-рости отклонения руля высоты и определяется поформуле: ..... ОГ

кр

эОГман S

SKnP σ=∆ ,

где K - коэффициент, учитывающий характерманевра.Если уравновешивающая нагрузка велика посравнению с маневренной, то:

эманОГ

эурОГ

эОГ PPP ...... ∆+= .

При большой маневренной нагрузке – уравнове-шивающей нагрузкой пренебрегают и тогда прибольшем значении коэффициента K :

эманОГ

эОГ PP .... ∆=

Совершать маневр (суменьшением илиснижением нагрузки

... ОГманP∆ )………..С0098;с отклонять руль (вы-соты плавно для сни-жения маневренной на-грузки ... ОГманP∆ );см определять на-грузку (маневренную

... ОГманP∆ по формуле:

..... ОГкр

эОГман S

SKnP σ=∆ );

а снижать напор (ско-ростной заданной пу-тем расчетов площадигоризонтального опе-рения, скорости откло-нения руля высоты идр. параметров);

97

н уравновешиватьнагрузку (при боль-шой маневренной ско-рости и при наиболь-шем значении коэффи-циента K считать, что

эманОГ

эОГ PP .... ∆= ).

6.2.4. В. Нагрузки на вертикальное оперение.О. Наиболее тяжелым случаем полета для вер-тикального оперения является резкое отклоне-ние руля направления при большом скоростномнапоре. При этом нагрузка э

ОВP .. :

max)2(2

....VKSP ОВ

эОВ

ρ= ,где 37,0=K .Для определения расчетных нагрузок P на опе-рение принимают значение коэффициента безо-пасности 85,1=f .Тогда ээ PfPP 85,1== .

Устранять отклоне-ние (резкое – для рулянаправления прибольшом скоростномнапоре для вертикаль-ного опере-ния)……………У0137;в рассчитать нагрузку[ э

ОВP .. , по формуле:

max)2(2

....VKSP ОВ

эОВ

ρ= ];а принимать значение(коэффициента безо-пасности 85,1=f ...);см определять на-грузки (рассчитанныепо формуле:

ээ PfPP 85,1== );6.2.5. В. Распределение между элементами опе-рения аэродинамической нагрузки.О. Между элементами оперения аэродинамиче-скую нагрузку распределяют пропорциональ-но их площади, то есть:

.)..(.

)(

.)..(.

)(

ОВОГ

килястаб

ОВОГ

килястаб

SS

PP

= и

.)..(.

).(.

.)..(.

).(.

ОВОГ

нрвр

ОВОГ

нрвр

SS

PP

= .

Погонная аэродинамическая нагрузка q по раз-маху элементов оперения распределяется (как идля крыла) пропорционально хордам:

руляруля

руляруля

килястабкилястаб

килястабкилястаб

вSP

q

bSPq

=

→= //

//

где → - знак следствия.

Распределять нагруз-ку [пропорциональноплощадям по форму-

ле:.)..(.

)(

.)..(.

)(

ОВОГ

килястаб

ОВОГ

килястаб

SS

PP

= и

.)..(.

).(.

.)..(.

).(.

ОВОГ

нрвр

ОВОГ

нрвр

SS

PP

= ];

см распределять на-грузку (погоннуюq как и для крыла про-порционально хордам:

).

//

//

руляруля

руляруля

килястабкилястаб

килястабкилястаб

вSP

q

bSPq

=

→=

98

6.3. Построение эпюр сил и моментов оперения и их функции

6.3.1. В. Построение эпюр сил и моментов опере-ния.О. Для расчета на прочность элементов опере-ния строят эпюры поперечных сил )(Q , изги-бающих моментов )(M , крутящих моментов

)( крM . Эпюры сил и моментов для неподвиж-ных килей и стабилизаторов строят тем же ме-тодом графо - аналитического интегрирова-ния, что и для крыла, с учетом реакций на опорахкрепления рулей на киль и стабилизатор. Строятэпюры погонных нагрузок q , затем ее графиче-ски интегрируют, строят эпюру поперечных силQ , строят эпюру M , с учетом сосредоточенныхнагрузок. Для построения эпюры крM крутящегомомента определяют положение Ц.Д и Ц.Ж. се-чения, строят эпюру погонных крутящих момен-тов )( крM .

Построить эпюры[поперечных сил )(Q ,изгибающих моментов

)(M , крутящих момен-тов )( крM при расчетена прочность элемен-тов оперения]…П0139;см рассчитать проч-ность (элементов кон-струкции оперения);а использовать метод(при построении эпюрграфо – аналитическо-го интегрирования);с учитывать реакции(на опорах креплениярулей на киль и стаби-лизатор);н строить эпюры (по-гонных нагрузок q );в интегрироватьуравнения (проекти-ровочных расчетовграфо – аналитическимметодом);н определять положе-ние [ЦД и ЦЖ сеченияи построить эпюру по-гонных крутящих мо-ментов )( крM ];

6.3.2. В. расчетная схема киля.О. Расчетной схемой киля является консольнаябалка, жестко закрепленная в фюзеляже и на-груженная погонными аэродинамическими си-лами ∑q и сосредоточенными силами, пре-дающими на киль нагрузку руля управления в уз-лах его навески.

Считать балку (какрасчетную схему ки-ля)……………...С0513;с сосредотачивать си-лы ( ∑q при производ-стве теоретическихпрочностных расчетовэлементов киля).

6.3.3. В. Расчетная схема стабилизатора.О. Ввиду симметричности стабилизатора, ко-торый рассматривают как консольную балку,жестко закрепленную в фюзеляже и нагружен-ную погонными аэродинамическими силами стабq

Рассматривать ста-билизатор (как кон-сольную балку)..Р0139;в крепить балку (же-стко в фюзеляже);

99

и сосредоточенными силами передающими настабилизатор нагрузку руля высоты в узлах егонавески.

с нагружать балку(погонными аэродина-мическими силамистабq );а сосредотачивать си-лы, (передающих настабилизатор нагрузкуруля высоты).

6.3.4. В. Эпюры сил и моментов рулей оперения.О. Эпюры сил и моментов для рулей и элеронов

крMMq ,, строят тем же методом графоаналити-ческого интегрирования подобно крылу, килюи стабилизатору. Сначала строят эпюру погон-ных нагрузок руляq , определяют нормальные реак-ции. Графически интегрируют эпюру )(q , с уче-том реакции на опорах строят эпюру Q , затемэпюру M , графически интегрируя эпюру Q . Дляпостроения эпюры крM строят эпюру m , считая,что линия ЦД руля (элерона) проходит через ЦТплощади эпюры нагрузок вдоль хорды. В любомсечении руля (элерона) погонный крутящий мо-мент: qrm = , где r - расстояние от ЦТ руля до осивращения. Графически интегрируя эпюру m , по-лучим эпюру крM .

Определять реакции(при строительствеэпюр погонных нагру-зок руляq )……….О0035;см строить эпюры(методом графо- ана-литического интегри-рования);а анализировать по-строение (эпюры крM );см построить эпюру( m , считая, что линияЦД руля проходит че-рез ЦТ площади эпюрынагрузок вдоль хорды);см определить момент(по формуле: qrm = ).

6.4 . Тезаурус конструкции элероновпо составу технологических функций

Элероны в практике авиастроения называют иногда элевонами, в зави-симости от конструктивного решения и принятой схемы членения. На самоле-тах схемы «бесхвостка» элероны работают как рули высоты, обеспечивая само-лету продольную управляемость и балансировку по углу тангажа и поэтомуназываются элевонами.

6.4.1. В. Назначение элеронов (элевонов).О. Элероны предназначены для поперечнойуправляемости и балансировки самолета, дляизменения курса по углу крена. На самолетахсхемы «бесхвостка» элероны выполняют роль исвою функцию (как полезное действие), и кромеэтого работают как рули высоты, обеспечиваясамолету продольную управляемость и баланси-ровку по углу тангажа. В этой связи их называютеще элевонами.

Балансировать само-лет (элеронами приизменении курса поуглу крена)…….Б0099;а выполнять функ-цию (руля высоты);с играть роль (рулявысоты);см обеспечиватьуправляемость (само-

100

лета и балансировку поуглу тангажа)н совершать действие(как функцию управ-ления самолетом,обеспечивая …).

6.4.2.В. Расположение элеронов на крыле.О. Элероны представляют собой отклоняю-щиеся участки крыла у задней кромки. Дляувеличения эффективности работы элеронов ихрасполагают у концов крыла. Кроме того, ис-пользование элеронов вместе с интерцепторами,улучшает поперечную управляемость самолетаво всем диапазоне скоростей.

Улучшать управляе-мость (самолетом).…..…………………У0004;в увеличивать эф-фективность (упра-вления самолетом);а располагать элеро-ны (у концов крыла);а использовать эле-роны (вместе с интер-цепторами для улуч-шения поперечнойуправляемости во всемдиапазоне скоростей).

6.4.3. В. Нагрузки на элероны.О. Элероны нагружаются аэродинамическимисилами, как составные части крыла и как руливысоты и направления при их отклонении. Похорде элерона нагрузка меняется по закону тра-пеции. На передней кромке она равна:

max64,0 gPэл = , а на задней в три раза меньше. В лю-бом сечении элерона расчетная погонная нагруз-ка определяется по формуле:

элэлэлэлэл

эл bPbPP

g32

231

=+

= .

Воспринимать на-грузки (аэродинамиче-ских сил)………В0022;а менять нагрузки (позакону трапеции);с нагружать элероны(аэродинамическимисилами);н определять нагруз-ку (не элероны на лю-бом сечении по форму-ле:

элэлэлэлэл

эл bPbPP

g32

231

=+

= ).

6.4.4. В. Расчетная схема элеронов.О. Расчетным случаем для элеронов являетсяих отклонение при максимальном скоростномнапоре maxq , который выбирается по нормампрочности в зависимости от маневренности са-молета.

Выбирать норму(прочности в зависи-мости от маневренно-сти самолета)….В0091;а рассчитывать слу-чай (для элеронов каких отклонение примаксимальном скоро-стном напоре).

101

6.5. Конструкция оперения и его функции

6.5.1.В. Оперение самолета.О. Оперение самолета по внешним формам,геометрическим характеристикам, характеру на-гружения и работе подобно крылу. Поэтомуоперение состоит из тех же конструктивных эле-ментов, что и крыло, особенности которого сле-дует рассматривать более подробно.

Представлять подо-бие (оперения конст-рукции крыла)...П0555;с составлять конст-рукцию (оперения по-добно крылу);а проектировать опе-рение (по типу конст-рукции крыла);н характеризоватьнагружения (подобнокрылу).

6.5.2. В. Силовая схема стабилизаторов и килей.О. Силовая схема стабилизаторов состоит изпродольного набора (лонжеронов, стенок истрингеров), поперечного набора (нервюр) и об-шивки. Стабилизаторы и кили, как и крыло, мо-гут быть лонжеронными или моноблочными(кессонными).

Составлять схему(силовую стабилизато-ров)…………….С0091;с проектировать кон-струкцию (стабилиза-торов и килей, как икрыло типов лонже-ронных или моноблоч-ных);а определять набор(нервюр, лонжеронов,стенок, стрингеров иобшивки).

6.5.3. В. Конструкция килей.О. Конструкция лонжеронного киля от конст-рукции стабилизатора отличий не имеет. Нанебольших сверхзвуковых самолетах при боль-шой стреловидности применяют лонжероннуюсхему с внутренним подкосом. Лонжеронные ки-ли и стабилизаторы крепятся к силовым шпанго-утам фюзеляжа при помощи точечных стыковыхузлов на лонжеронах. Конструкция стыковых уз-лов такая же, как и у лонжеронных крыльев. Набольших самолетах стабилизаторы и кили вы-полняются моноблочными с двумя и более лон-жеронами.

Отличать подобие(конструкции киля истабилизатора)..О0636;с применять схему (свнутренним подкосомдля сверхзвуковых са-молетов при большойстреловидности кры-ла);а крепить кили (истабилизаторы к сило-вым шпангоутам фю-зеляжа);н использовать способ(крепления киля и ста-билизатора к фюзеля-жу при помощи стыко-вых узлов);с выполнять стабили-

102

заторы и кили (моно-блочными для большихсамолетов с двумя иболее лонжеронами).

6.5.4. В. Конструкция стабилизаторов.О. Для соединения стабилизатора с фюзеля-жем имеются передние и задние стыковые уз-лы. Иногда стабилизаторы имеют разъемы, как укрыла, так и в плоскости симметрии самолета. Насамолетах с выносом стабилизатора на верх киля(Т - образное оперение), центральная часть ста-билизатора отсутствует. Стабилизатор в этихсхемах может менять угол установки в полете изадние узлы его крепятся к килю, делаются шар-нирными. Передний узел связан с винтовымподъемником.

Стабилизировать са-молет (в полете)………………....С0077;с соединять стабили-затор (с фюзеляжемпередними и заднимистыковыми узлами);а выносить стабили-затор (на верх киля);н менять угол (уста-новки стабилизатора вполете);н выполнять шарни-ры (для креплениястабилизатора);с связывать узел (свинтовым подъемни-ком) и т.д.

6.5.5. В. Конструкция управляемых стабилизато-ров.О. На околозвуковых скоростях полета самолетаэффективность руля высоты (и других рулей) па-дает. Поэтому на скоростных и высотных самоле-тах широкое применение получило цельнопово-ротное горизонтальное оперение – управляемыйстабилизатор. Его эффективность на сверхзвуко-вых скоростях в несколько раз больше чем у рулявысоты. Конструктивно управляемый стабилиза-тор представляет собой крыло, имеющее возмож-ность плавно изменять свой угол установки. Час-то применяется однолонжеронная конструкция состенками, в которой корневая часть лонжеронаявляется осью вращения. Ось может быть непод-вижной относительно стабилизатора или фюзе-ляжа. У стабилизатора с жестким креплением егона оси, ось представляет собой трубчатую круг-лую балку, лежащую на двух опорах, которымиявляются подшипники, установленные на уси-ленных шпангоутах. Управляемый стабилизаторотклоняется при помощи системы управления.Стабилизатор состоит из одного лонжерона, пе-редней и задней стенки, нескольких стрингеров и

Повышать эффек-тивность (управленияруля высоты на около-звуковых самолетах засчет применения цель-ноповоротного гори-зонтального оперения– управляемого стаби-лизатора)…..П0353;в применять стабили-затор (цельноповорот-ный – управляемый);с сравнивать эффек-тивность (на сверх-звуковых самолетахруля высоты и управ-ляемого стабилизато-ра);а менять угол (уста-новки управляемогостабилизатора);а представлять кры-ло, (имеющее возмож-ность плавно менять

103

нервюр, обшивки. Торцевая нервюра – усилен-ная.

свой угол установки,как управляемый ста-билизатор);н применять конст-рукцию (стабилизато-ра как однолонжерон-ную со стенками, в ко-торой корневая частьявляется осью враще-ния);с стабилизироватьуправление (самоле-том за счет примененияконструкции стабили-затора в виде трубча-той круглой балки, ле-жащей на двух опорах,которыми являютсяподшипники, установ-ленные на усиленныхшпангоутах);а усиливать шпанго-уты (для креплениястабилизатора);в проектировать ста-билизатор (из одноголонжерона, передней изадней стенки, не-скольких стрингеров,нервюр и обшивки);в усиливать нервюру(торцевую);

6.5.6. В. Конструкция рулей и элеронов.О. Конструкция рулей и элеронов однотипна иподобна конструкции закрылков и крыльев. Сточки зрения строительной механики рули и эле-роны представляют собой многоопорные балки,подвешенные шарнирно к неподвижным частям инагруженные аэродинамическими силами. Дляувеличения жесткости и живучести при большомруле количество опор не должно быть меньшетрех. Чаше всего применяется однолонжероннаяконструкция. Могут быть и дополнительныестенки. Назначение, работа и конструкция сило-вых элементов (лонжеронов, стрингеров, нервюри обшивки) подобна однолонжеронному крылу.

Рассматривать подо-бие (конструкции ру-лей и элеронов конст-рукции закрылков икрыльев) ………Р0777;с представлять кон-струкцию (рулей иэлеронов как много-опорную балку, под-вешенную шарнирно кнеподвижным частям);с увеличивать жест-кость (и живучестьпри большом руле за

104

Лонжерон представляет собой тонкостеннуюсборную штампованную из листа балку швеллер-ного или двутаврового сечения, которая воспри-нимает изгибающий момент и поперечную силу.Крутящий момент воспринимается контуром, об-разованным обшивкой и стенкой лонжерона.Носки и хвостики нервюр штампуются из листо-вого материала, но могут быть сборными из поя-сов, стенок и стоек аналогично балочным нервю-рам крыла. В местах установки узлов навескинервюры делаются усиленными. У задней кромкиобшивка соединяется при помощи законцовочно-го профиля. Но на скоростных самолетах приме-няются конструкции рулей и элеронов с заполне-нием хвостовой части пористыми или сотовымизаполнителями, соединенными с обшивкой инервюрами на клею. Применяют и конструкциисо слоистой обшивкой и сотовыми заполнителя-ми, что повышает жесткость обшивки и качествоповерхности по сравнению с клепанной конст-рукцией.

счет количества опорна менее трех);а вводить стенки (до-полнительные для уве-личения жесткости);см воспринимать мо-мент (крутящий, изги-бающий и поперечнуюсилу);с штамповать носки(и хвостовики нервюриз листового материа-ла);н собирать носки (ихвостовики из поясов,стенок и стоек анало-гично балочным нер-вюрам крыла);а делать нервюры (вместах установки узлов– усиленными);в соединять обшивки(при помощи законцо-вочного профиля узадней кромки);а заполнять конст-рукцию (рулей и эле-ронов хвостовой частипористыми заполните-лями или сотовыми за-полнителями);см соединять запол-нители (рулей и эле-ронов с обшивкой инервюрами клеем);а применять конст-рукцию (со слоистойобшивкой и сотовымзаполнителем);в повышать жест-кость (обшивки и ка-чество поверхности посравнению с клепаннойконструкцией).

6.5.7. В. Конструкция узлов навески рулей и эле-ронов.

Типизировать конст-рукцию (узлов навески

105

О. Конструкция узлов навески рулей и элеро-нов однотипна. Узлы состоят из двух кронштей-нов типа «ухо-вилка», соединенных болтом.Один кронштейн крепится к лонжерону киля(крыла, стабилизатора), другой к лонжерону руля(элерона). В кронштейне руля устанавливаетсясферический подшипник, позволяющий узлу ра-ботать при деформации рулей. Такой узел фикси-рует руль (элерон) от перемещения вдоль разма-ха. Остальные узлы навески имеют дополнитель-ный качающийся кронштейн – серьгу и рабо-тающий подобно кардану. Для размещениякронштейнов, в носках рулей и элеронов делают-ся вырезы, уменьшающие жесткость на кручение.

рулей и элеро-нов)………….Т0199;с составлять узлы (издвух кронштейнов типа«ухо – вилка», соеди-ненных болтом);н крепить кронштейн(к лонжерону руля,другой кронштейн клонжерону киля и т.д.);а устанавливать под-шипник (сферический,позволяющий узлу ра-ботать при деформациирулей);в фиксировать руль(от перемещения вдольразмаха);в иметь кронштейн –серьгу (дополнитель-ный качающийся, ра-ботающего подобнокардану);н выполнять вырезы(в носках рулей и эле-ронов);в уменьшать жест-кость (на кручение засчет вырезов).

6.5.8. В. Аэродинамическая компенсация ру-лей и элеронов.О. Аэродинамическая сила рулей (элеронов)создает относительно оси вращения шарнир-ный момент. С увеличением размеров и ростомскорость полета шарнирные моменты резко воз-растают и управление самолетом становится не-возможным или затрудненным без применениягидроусилителей. Шарнирный момент можноуменьшить применяя аэродинамическую компен-сацию, то есть создавая с помощью аэродинами-ческой силы носового участка руля момент, про-тивоположный моменту от силы хвостового уча-стка.

Компенсировать аэ-родинамику (рулей иэлеронов)……..К0177;см создавать момент(вращения шарнирный,относительно оси);с применять гидро-усилители (для управ-ления самолетом с уве-личением размеров иростом скорости поле-та);с уменьшать момент(шарнирный, применяяаэродинамическуюкомпенсацию);с создавать момент (с

106

помощью аэродинами-ческой силы носовогоучастка руля, противо-положный моменту отсилы хвостового уча-стка).

6.5.9. В. Осевая аэродинамическая компенсация.О. Осевая аэродинамическая компенсация – этосмещение оси вращения руля от его переднейкромки. Участок руля расположенный передосью вращения руля, называется аэродинами-ческим компенсатором.

Смещать ось (враще-ния руля от его перед-ней кромки)…..С0074;н называть участок(руля, расположенныйперед осью вращения –аэродинамическимкомпенсатором);

6.5.10. В. Роговая аэродинамическая компенса-ция.О. Когда аэродинамический компенсатор пред-ставляет часть рулевой поверхности, вынесен-ной вперед только у края руля, а не по всейдлине, такая разновидность осевой компенса-ции называется роговой. Она применяется налегких нескоростных самолетах.

Представлять часть(поверхности, выне-сенной вперед только украя руля)……..П0196;в называть компен-сацию (роговой, есличасть рулевой поверх-ности вынесена впередтолько у края руля, а непо всей длине);с применять компен-сацию (такого рода налегких нескоростныхсамолетах);

6.5.11. В. Сервокомпенсаторы.О. Сервокомпенсаторы или флетнеры явля-ются частью руля, расположенной у заднейкромки и отклоняющейся при отклонении руля,но в противоположную сторону. Момент от аэ-родинамической силы флетнеры противоположеншарнирному моменту руля и общий шарнирныймомент руля уменьшится. Флетнеры отклоняютсятем больше, чем больше отклоняются рули. Про-цесс происходит автоматически.

Составлять часть(руля – сервокомпенса-торы или флетне-ры)……………..С0079;н располагать флет-неры (у задней кром-ки);с отклонять серво-компенсаторы (илифлетнеры в противо-положную сторону приотклонении руля);с противопоставлятьмомент (аэродинами-ческой силы флетнерышарнирному моментуруля);н уменьшать момент

107

(общий шарнирныйруля);с связывать отклоне-ние (флетнеры с от-клонением руля так,что чем больше откло-няются рули, тембольше отклоняютсяфлетнеры);

6.5.12. В. Триммеры рулей и элеронов.О. Триммеры – это часть рулей у задней кром-ки, отклоняемые на необходимые для снятияусилий углы по желанию летчика независимо ототклонения руля. Это обеспечивается специаль-ной механической проводкой из кабины экипажак триммерам или при помощи управляемых изкабины экипажа электромеханизмов , располо-женных в носках рулей. Под действием моментаот аэродинамической силы триммера шарнирныймомент руля уменьшается или вообще сводится кнулю. Функции сервокомпенсатора, флетнера итриммера можно объединить в одном агрегате –триммере – флетнере, который отклоняется авто-матически, как флетнер и может откланяться отуправления вручную как триммер. По конструк-ции триммеры и флетнеры аналогичны конструк-ции элеронов и рулей.

Отклонять триммеры(часть рулей у заднейкромки для снятияусилий на определен-ные углы по желаниюпилота…)……..О0035;н обеспечивать от-клонение (рулей спе-циальной механиче-ской проводкой из ка-бины экипажа к трим-мерам или при помощиуправляемых из каби-ны экипажа электроме-ханизмов);с располагать про-водку (механическую вносках рулей);а приводить момент(шарнирный к нулюили значительноуменьшать);н объединять функ-ции (сервокомпенсато-ра, флетнера и тримме-ра в одном агрегате -триммере – флетнере,который отклоняетсяавтоматически…);а анализировать кон-струкцию (триммера ифлетнера и находитьаналогию с конструк-цией элеронов и ру-лей);с находить аналогию(конструкции тримме-

108

ра с конструкцией эле-ронов и рулей).

6.5.13. В. Весовая балансировка рулей и элеро-нов.О. Для предотвращения колебаний конструк-ций типа «флаттера» на рулях и элеронах при-меняется весовая балансировка, при которойих центр тяжести располагают впереди осивращения на расстоянии 3-5 % хорды. Для этогов носках рулей и элеронов устанавливают специ-альные грузы – весовые балансиры, которые кре-пят к лонжеронам или дополнительным стенкам.Грузы чаще распределяют по всей длине руля. Науправляемых стабилизаторах крупные балансирыобтекаемой формы устанавливаются на концах.На современных самолетах вместо весовой ба-лансировки и аэродинамической компенсациируле и элеронов применяют демпфирующие гид-равлические устройства и гидроусилители.

Применять баланси-ровку (для предотвра-щения колебаний кон-струкций типа «флат-тера» на рулях и эле-ронах)………....П0733;н располагать центр(тяжести впереди осивращения на расстоя-нии 3-5 % хорды);с устанавливать ба-лансиры (крепящиесяк лонжеронам или до-полнительным стен-кам);а распределять грузы(по всей длине руля);в применять устрой-ства (демпфирующиегидравлические илигидроусилители, вме-сто весовой баланси-ровки и аэродинамиче-ской компенсации рулеи элеронов).

6.5.14. В. Расчет оперения на прочность.О. Расчет на прочность сечений стабилизатораи килей не отличается от расчета на прочностьсечений крыла подобной конструктивной схемыи формы в плане. Проверку прочности силовыхэлементов или подбор потребных сечений произ-водят по разрушающим напряжениям.

Рассчитать прочность(сечений стабилизато-ров и килей по методи-ке расчета на проч-ность сечений крылаподобной конструк-тивной схемы и формыв плане)………..Р0035;н проверить расчет(прочности силовыхэлементов);с подобрать сечения(по разрушающим на-пряжениям).

6.5.15. В. Особенности расчета на прочность ру-лей и элеронов.О. Особенностью расчета на прочность сече-ний рулей и элеронов является то, что к поясамлонжеронов открытого профиля воспринимаю-

Прибавлять участки(обшивки приведеннойширины при расчете напрочность сечений ру-лей и элеронов).П0091;

109

щим М, прибавляются участки обшивки при-веденной ширины: обпрb δ30. = и формулы длярасчета на изгиб принимают вид:

вbFS

обпрлp σ≤

δ+=σ ; ..лкр

обпрлсж bF

S σδ

σ ≤+

= .

Для растянутой зоны: Рσ ; для сжатой зоны: сжσ ,где

лHMS 9,0= .

При расчетах на кручение в сечениях по узламнавески рулей и элеронов берется контур, обра-зованный стенкой лонжерона и обшивкой хво-стовой части. В сечениях между узлами беретсяконтур носка. Проектировочные расчеты элемен-тов оперения выполняются так же, что и длякрыльев.

н брать контур (прирасчетах на кручение всечениях по узлам на-вески рулей и элеро-нов);с выполнять расчеты(элементов оперениятак же, как и длякрыльев.);

110

7. ТЕЗАУРУС НА ФЮЗЕЛЯЖИ САМОЛЕТОВ

Одним из основных или главных видов агрегатов всех типов самолетовявляется фюзеляж, или как его еще называют проектировщики – корпус лета-тельного аппарата – самолета. В зависимости от типов самолета, корпус само-лета или летательного аппарата называется:

Фюзеляжем – у сухопутного самолета;Лодкой – у гидросамолета;Гондолой – у самолета с корпусом без оперения.

Главной функцией корпуса (фюзеляжа, лодки, гондолы) являетсяРазмещать авионику………………………………………..…….. Р0001.

Основной функцией корпуса самолета является:Объединять конструкцию (самолета в единый агрегат – машину)

……………………………………………………………………………….О0001;Второстепенной функцией по отношению к конструкции самолета можно на-звать 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 функциональ-ных позиций.

7.1. Типы корпусов самолетов и функции их конструкций

7.1.1. В. Назначение фюзеляжей.О. Фюзеляж связывает между собой в силовомотношении основные части самолета: крыло,оперение, шасси, силовые установки (на некото-рых типах самолетов), силовые штанги (крон-штейны для перевозки крупногабаритных обте-каемых грузов типа челнока «Буран» и др.). Внем размещают: экипаж, пассажиров, грузы, топ-ливо, оборудование, в зависимости от назначениясамолета. Внутри фюзеляжа иногда размещаютдвигатели.

Связывать части (са-молета в силовом от-ношении: крыло, опе-рение, шасси идр.)……………..С0004;н размещать грузы………………….Р0003;в объединять конст-рукцию (самолета);с создавать образ (са-молета);а представлять кор-пус (овальной формы всечении или цилинд-рической формы);

7.1.2. В. Требования к фюзеляжам.О. Фюзеляжи должны удовлетворять следую-щим требованиям:

Удовлетворять по-требителя (по совер-шенству, простоте и

111

• Хорошая аэродинамика (меньшей - на ха-рактерном режиме полета, минимальноесопротивление интерференции, минималь-ный нагрев в полете);

• Достаточная прочность, жесткость и живу-честь конструкции при минимальной массе;

• Хорошее использование внутренних объе-мов, удобство входа и выхода, размещенияэкипажа и пассажиров;

• Хорошая теплозвукоизоляция и герметиза-ция, создающие нормальные условия дляэкипажа и пассажиров.

технологичности кон-струкции)……..У0005;н обеспечивать аэро-динамику (полета нахарактерном режиме,минимальное сопро-тивление интерферен-ции, минимальный на-грев в полете и т.д.);с иметь массу (наи-меньшую, с сохранени-ем достаточной проч-ности, жесткости и жи-вучести конструкциифюзеляжа);а использовать объе-мы (внутри фюзеляжа,удобство входа и вы-хода, размещения эки-пажа и пассажиров);а создавать условия(теплозвукоизоляции игерметизации, жизне-деятельности экипажаи пассажиров).

7.1.3. В. Внешние формы фюзеляжей.О. Формы фюзеляжа определяется назначени-ем самолета, числом Маха, расположением дви-гателей и другими факторами. Идеальной фор-мой фюзеляжа является тело вращения. Длямалых скоростей лучшая форма – каплевидноетело, для околозвуковых – сигарообразное, длясверхзвуковых – остроносое, веретенообразное.Поперечное сечение фюзеляжа может быть пря-моугольным – для грузовых самолетов. Круглое иовальное сечение наиболее рационально и техно-логически выгодно, позволяет уменьшить сопро-тивление при хорошем использовании внутрен-него объема.

Определять назначе-ние (фюзеляжа типомсамолетов, числом Ма-ха, расположениемдвигателей и т.п.)…..……..………….О0009;в идеализироватьформу (фюзеляжа длякаждого типа самоле-та);с выбирать форму(фюзеляжа в зависимо-сти от класса и типовсамолетов: круглую,овальную, каплевид-ную, остроносую, ве-ретенообразную и т.п.);а уменьшать сопро-тивление (в зависимо-сти от формы фюзеля-жа);

112

см использовать по-лость (внутреннегообъема фюзеляжа дляразмещения оборудо-вания и др.).

7.1.4. В. Геометрические характеристики фюзеляжей.О. Геометрические характеристики фюзеляжаявляется его удлинение:

ф

фф D

L=λ ,

где фL - длина фюзеляжа;фD - диаметр фюзеляжа.У современных самолетов 156 ÷=λ .

Характеризовать фю-зеляж (его удлинени-ем:

ф

фф D

L=λ при

156 ÷=λ )………Х0008;в предоставлять ха-рактеристики (фюзе-ляжа в виде зависимо-сти:

ф

фф D

L=λ ).

7.1.5. В. Нагружение фюзеляжей. О. Нагрузки фюзеляжа в полете, при посадкеклассифицируются:

• Нагрузки от прикрепленных частей (кры-ло, оперение, шасси и т.д.), обычно сосре-доточенные;

• массовые силы от агрегатов, грузов внут-ри фюзеляжа бывают сосредоточенные ираспределенные;

• аэродинамические силы, распределенныепо поверхности фюзеляжа;

• массовые силы от собственной конструк-ции фюзеляжа;

• нагрузки от сил внутреннего давления вгерметичных отсеках фюзеляжа.

Нагружение фюзеляжа может быть симметрич-ным или несимметричным. В первом случае на-грузки действуют в плоскости симметрии само-лета, во втором – они перпендикулярны ей.

Классифицироватьнагрузки (действую-щие на фюзеляж)…………………К0011;см нагружать части(фюзеляжа при креп-лении крыла, оперения,шасси и т.д.);а различать схемы,(действующие на фю-зеляж, как сосредото-ченные и распределен-ные);а распределять силы(от внутреннего давле-ния в герметичных от-секах фюзеляжа);с нагружать фюзеляж(в плоскости симмет-рии и перпендикулярноей).

7.2. Построение эпюр конструкций фюзеляжаи формулирование их функций.

7.2.1. В. Построение эпюр при расчете фюзеляж-ных конструкций.О. Эпюры Q , M и крM , действующие на фюзе-ляж, необходимы для расчета его на проч-ность. При построении эпюр фюзеляж рассмат-ривают как балку, опирающуюся на узлы креп-

Рассчитывать проч-ность (конструкцийфюзеляжа самолета поэпюрам Q , M и крM )…………………Р0013;в построить эпюры

113

ления к нему крыла. (для расчета на проч-ность конструкции фю-зеляжа);н рассматривать фю-зеляж (как балку, опи-рающуюся на узлыкрепления к нему кры-ла).

7.2.2. В. Построение эпюр поперечных сил и из-гибающих моментов.О. При построении эпюр и расчетах фюзеляжделят на три части:

• Переднюю – от носа фюзеляжа до перед-него узла крепления крыла;

• Среднюю – от переднего до заднего узлакрепления крыла к фюзеляжу;

• Заднюю – от заднего узла крепления крыладо конца фюзеляжа.

Консоли передней и задней части жестко соеди-нены со средней частью. Рассматривают симмет-ричное нагружение самолета. Крутящий моментотсутствует. Массовыми силами от собственнойконструкции фюзеляжа пренебрегают, а от агре-гатов и грузов считают сосредоточенными. Оп-ределяют массовые сосредоточенные силы, дей-ствующие в их центре тяжести. Определяют рас-четную нагрузку на горизонтальное оперениеГОP . Эта нагрузка передается на фюзеляж черезузлы крепления к нему горизонтального опере-ния. Подсчитывают опорные реакции фюзеляжа,как для двухопорной балки с консолями. По дан-ным расчетов, методами технической механики,строят эпюры Q , M .

Построить эпюры(для расчета фюзеляжана прочность)…П0015;в делить фюзеляж (натри части: переднюю,среднюю, заднюю);с соединять консоли(передней и заднейчасти со средней ча-стью жестко);а рассматривать на-гружение (самолетакак симметричное);с считать силы (отсобственной конструк-ции фюзеляжа не зна-чительными, а от агре-гатов и грузов – сосре-доточенными);см определять силы(массовые, сосредото-ченные, действующиев их центре тяжести);с передавать нагрузку(на фюзеляж через уз-лы крепления к немугоризонтального опе-рения);н подсчитать реакции(фюзеляжа как длядвухопорной балки сконсолями).

7.2.3. В. Нагрузки и эпюры сил крутящих момен-тов при несимметричном нагружении. Построе-ние эпюр.О. Несимметричное нагружение фюзеляжавозникает при полете с отклоненным рулемнаправления. При этом на фюзеляж действует

Нагружать фюзеляж(несимметричными на-грузками при поле-те)……………..Н0016;с отклонять руль (на-правления для несим-

114

изгибающий момент в горизонтальной плоско-сти, а на хвостовую часть, кроме того, еще и кру-тящий момент крM : hPM ВОкр = ,где ВОP - сила, действующая на вертикальное опе-рение (В.О.);h - расстояние от ЦД до ВО и оси фюзеляжа.Учитывая эти нагрузки строят эпюры Q , M и

крM .

метричного нагруже-ния самолета при ис-пытании);воспринимать мо-мент (изгибающий вгоризонтальной плос-кости);см нагружать часть(хвостовую для воз-никновения крутящегомомента hPM ВОкр = ит.д.);н учитывать нагрузки(при построении эпюр).

7.3. Конструкция фюзеляжей и их функции

7.3.1. В. Сходство конструкции фюзеляжей са-молетов.О. Сходство характеров нагружения фюзеляжаприводит к сходству силовых схем и назначе-ния силовых элементов.

Сформулироватьсходство (фюзеля-жей)……………С0019;н сравнивать конст-рукцию (фюзеляжейсамолетов);в приводить схему (иназначение силовыхэлементов к сходству).

7.3.2. В. Конструктивно-силовые схемы фюзеля-жей.О. Конструктивно-силовые схемы фюзеляжаразделяют как балочные и ферменные.

Различать схемы(фюзеляжей как балоч-ные и фермен-ные)…………….Р0020;н считать схемы (фю-зеляжей балочными иферменными);

7.3.3. В. Ферменные фюзеляжи.О. Ферменные фюзеляжи выполняют в видепространственных ферм жестко-расчалочноготипа. В состав силовых элементов таких фюзе-ляжей входят: пояса ферм, стойки, распорки,раскосы и гибкие ленты. Изгибающий момент втакой конструкции воспринимается поясами, по-перечными стойками, крутящий момент – конту-ром, образованным из четырех плоских ферм. Уферменных фюзеляжей: большая масса, малаяживучесть, плохое использование внутреннихобъемов. Поэтому в современных конструкцияхони почти не применяются.

Выполнять фюзеляж(в виде пространствен-ных ферм жестко-расчалочного типа)…..…………………В0017;в составлять фюзеляж(из поясов ферм, стоек,распорок, раскосов игибких лент);н воспринимать мо-мент (крутящий – кон-туром, образованнымиз четырех плоскихферм.) и т.д.

115

7.3.4. В. Балочные фюзеляжи.О. В авиации широко применяются балочныефюзеляжи. Они представляют собой тонко-стенные пустотелые балки, имеющие рабо-тающую обшивку, продольный набор из лонже-ронов или стрингеров и поперечный набор, со-стоящий из шпангоутов. Балочные фюзеляжибывают: лонжеронные, стрингерные и обшивоч-ные. Первые две разновидности называют – по-лумонокок, обшивочный – монокок.

Применять конст-рукцию (фюзеляжа ба-лочного типа)…П0018;в представлять балку(тонкостенную пусто-телую, имеющую рабо-тающую обшивку,продольный набор излонжеронов или стрин-геров и поперечныйнабор, состоящий изшпангоутов);н различать фюзеля-жи (лонжеронные иобшивочные);с называть разновид-ность (фюзеляжей:лонжеронные, стрин-герные–полумонокок,обшивочный – моно-кок).

7.3.5. В. Лонжеронные фюзеляжи.О. Лонжеронный балочный фюзеляж состоитиз мощных лонжеронов, набора силовых инормальных шпангоутов и относительно тон-кой обшивки. Лонжероны – основные силовыеэлементы, воспринимают изгибающий момент,которому противодействуют осевые усилия сжа-тия и растяжения (работают подобно поясамлонжеронов крыла). Стрингеры в лонжеронномфюзеляже подкрепляют обшивку, окантовываютбольшие вырезы, служат элементами крепленияоборудования. Обшивка в лонжеронных фюзе-ляжах обеспечивает крутящий момент и попе-речную силу. Силовые шпангоуты составляютоснову конструкции фюзеляжа и служат для вос-приятия и передачи сосредоточенных сил и мо-ментов на обшивку и продольный набор в местахкрепления к фюзеляжу крыльев, оперения, шас-си, силовых установок. Нормальные шпангоуты(подобно нервюрам крыла) придают форму фю-зеляжу и подкрепляет обшивку.

Составлять фюзеляж(из мощных лонжеро-нов, набора силовых инормальных шпанго-утов и относительнотонкой обшивки);…….…………………С0017;с воспринимать мо-мент (изгибающий);н подкреплять об-шивку (стрингерами влонжеронной конст-рукции фюзеляжа);н окантовывать вы-резы (для обеспечениякрепления оборудова-ния);с обеспечивать обте-каемость (конструк-ции фюзеляжа);а составлять основу(конструкции фюзеля-жа);а придавать форму(конструкции фюзеля-

116

жа);н подкреплять об-шивку (фюзеляжа).

7.3.6. В. Стрингерные фюзеляжи.О. Стрингерный балочный фюзеляж имеет на-бор часто расположенных стрингеров, набор си-ловых и нормальных шпангоутов и относительнотолстую обшивку. Стрингерные фюзеляжи ши-роко распространены на самолетах различногоназначения. Часто расположенные стрингерыподкрепляют обшивку и воспринимают вместе сней изгибающий момент. При этом в стрингерахвозникают осевые усилия сжатия и растяжения.Поперечный набор состоит из нормальных и си-ловых шпангоутов. Обшивка более толстая, чемв лонжеронном фюзеляже, воспринимает попе-речную силу, изгибающий и крутящий моменты.Конструкция стрингерного балочного фюзеляжаобеспечивает высокую жесткость его и проч-ность при малой массе, так как материал, рабо-тающий на изгиб и кручение (обшивка и стрин-геры), максимально удален из нейтральной про-дольной оси. Фюзеляж имеет большие внутрен-ние объемы и допускает их хорошее использова-ние. Такая конструкция обладает большой живу-честью.

Иметь набор (часторасположенных стрин-геров, набор силовых инормальных шпанго-утов и относительнотолстую обшивку…)...………………..И0021;в распространять фю-зеляжи (стрингерныена все типы самоле-тов);н располагать стрин-геры (так, чтобы под-креплять обшивку ивоспринимать вместе сней изгибающий мо-мент);см составлять набор(из нормальных и си-ловых шпангоутов);с увеличивать тол-щину (обшивки, вос-принимающей попе-речную силу, изги-бающий и крутящиймомент);см обеспечивать же-сткость (стрингерногобалочного фюзеляжа ипрочность при малоймассе);а удалять материал(от нейтральной про-дольной оси);с использовать объем(фюзеляжа);н повышать живу-честь (конструкциифюзеляжа).

7.3.7. В. Обшивочные фюзеляжи.О. Обшивочный фюзеляж (монокок) состоитиз толстой обшивки, подкрепленной шпанго-утами. Имеются местные продольные элементы,

Подкреплять фюзе-ляж (шпангоута-ми)……………..П0023;см иметь элементы

117

усиливающие вырезы под окна, люки, двери,верхние и нижние своды, где действуют наи-большие напряжения от изгиба. Обшивка – обо-лочка воспринимает все силовые факторы крM .Прочность обшивочного фюзеляжа определяетсяв сжатых зонах критическими напряжениями по-тери устойчивости обшивки, для увеличения ко-торых увеличивают толщину, а, следовательно, имассу всей конструкции.

(местные продольные,усиливающие вырезыпод окна, люки, двери,верхние и нижние сво-ды, где действуют наи-большие напряженияот изгиба);см воспринимать мо-мент ( крM обшивкой –оболочкой);н определять проч-ность (обшивочногофюзеляжа в сжатыхзонах).

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

Называть элементы(фюзеляжа, которыесоставляют силовуюконструкцию или яв-ляются силовы-ми)……………..Н0025;в составить элементы(силовой части фюзе-ляжа).

7.3.9. В. Конструкция и работа лонжеронов.О. Лонжероны фюзеляжа бывают основнымии вспомогательными. Основные лонжероныпроходят вдоль всего фюзеляжа и составляютоснову силового набора. В лонжеронах от изги-бающего момента возникают осевые усилия сжа-тия и растяжения. Вспомогательные лонжероныставят на участках, требующих местного усиле-ния. Количество лонжеронов в фюзеляже от 4 до8. Лонжероны фюзеляжа, состаящие из одногопрофиля, опираются на обшивку в двух взаимно– перпендикулярных плоскостях и стенку. Кон-струкция лонжеронов фюзеляжа должна обеспе-чивать высокие критические напряжения: крσ ,так как в них возможна общая потеря устойчиво-сти. Лонжероны изготавливаются из высоко-прочных алюминиевых сплавов. При значитель-ном нагреве конструкции применяют сплавы ти-тана и легированной стали. Сечение лонжероновфюзеляжа может быть в виде тавра, двутавра,швеллера, П-образные и Z-образные. Местныелонжероны или бимсы могут состоять из одного

Составлять основу(силового набора вдольвсего фюзеляжа)…………………С0031;н определять усилия(сжатия и растяженияот изгибающего мо-мента);с устанавливать лон-жероны (на участках,требующих местногоусиления);Определять количе-ство (лонжеронов вфюзеляже от 4 до 8);см обеспечивать на-дежность (конструк-ции за счет примене-ния лонжеронов, со-стоящих из одногопрофиля);с выдерживать на-

118

профиля или иметь клепанную сборную конст-рукцию.

пряжения ( крσ , так какв них возможна общаяпотеря устойчивости)С изготавливатьлонжероны (изготав-ливаются из высоко-прочных алюминиевыхсплавов);а применять сплавы(титана и легированнойстали для изготовлениялонжеронов, работаю-щих при значительномнагреве);а использовать сече-ния (лонжеронов та-ких, как в виде тавра,двутавра, швеллера, П-образные и Z-образные);с иметь конструкцию(из одного профиляили иметь клепаннуюсборную - это местныелонжероны или бим-сы).

7.3.10. В. Стрингеры фюзеляжа.О. В стрингерных фюзеляжах стрингеры – ос-новные силовые элементы. Взаимные подкреп-ления стрингеров и обшивки повышают устой-чивость этих элементов. Стрингеры представля-ют собой прессованные профили различного се-чения. Количество стрингеров рассчитываетсяизвестными методами. По назначению, работе иконструкции стрингеры фюзеляжа подобныстрингерам крыла.

Проектировать фюзе-ляж (с основными си-ловыми элементами -стрингерами)….П0022;в повышать устойчи-вость (элементов фю-зеляжа путем взаимно-го подкрепления ст-рингеров и обшивки);см представлятьстрингеры (в видепрессованных профи-лей различного сече-ния);а рассчитывать коли-чество (стрингеров вфюзеляже известнымиметодами);с назначать работу(стрингеров при проч-

119

ностных расчетах по-добно стрингерам кры-ла).

7.3.11. В. Шпангоуты, работа, конструкция.О. Шпангоуты составляют поперечный сило-вой набор фюзеляжа любого типа. Часть из нихделается силовыми, большинство же являетсянормальными (или типовыми). Силовые шпанго-уты обеспечивают передачу больших сосредото-ченных сил и моментов (от крыла, оперения, си-ловых установок) на обшивку в виде потоков ка-сательных усилий. Они должны иметь хорошуюсвязь с обшивкой. Силовые шпангоуты пред-ставляют собой мощные плоские рамы с высокойпрочностью на изгиб в своей плоскости. На са-молетах с лонжеронными крыльями силовыешпангоуты в местах крепления крыла и оперениявыполняются в виде мощных кольцевых рамныхконструкций, соединяющих консоли. Они могутбыть сборно-клепанными в виде кольцевыхлонжеронов или составленных из несколькихцельноштампованных участков. В местах креп-ления к фюзеляжу стреловидного вертикальногооперения силовые шпангоуты иногда располага-ются наклонно. Герметические отсеки фюзеляжаимеют силовые стенки, часто сферической фор-мы, по кругу подкрепленные профилями для ра-боты под действием перепада давления. Такиесиловые шпангоуты называются герметически-ми. Нормальные шпангоуты придают форму по-перечного сечения фюзеляжу и подкрепляютобшивку. Их выполняют из прессованных и гну-тых по контуру сечения фюзеляжа профилей, ко-торые состоят из нескольких частей, соединяе-мых стыковыми накладками. Для прохода стрин-геров и лонжеронов в шпангоутах делают выре-зы. Материал шпангоутов – алюминиевые спла-вы.

Составлять набор(для фюзеляжа, сило-вой поперечный, кото-рый называют шпанго-утами)………….С0031;в делать шпангоут(силовым частично, вбольшинстве случаевнормальным);см обеспечивать пе-редачу (больших со-средоточенных сил имоментов на обшивку ввиде потоков касатель-ных усилий);н иметь связь (сило-вую с обшивкой);н представлять рамы(с высокой прочностьюна изгиб в своей плос-кости);см выполнять шпан-гоуты (в виде мощныхкольцевых рамныхконструкций, соеди-няющих консоли);в проектироватьшпангоуты (в видекольцевых лонжероновсборно-клепаннымиили составленными изнескольких цельно-штампованных участ-ков);с располагать шпан-гоуты (наклонно в за-висимости от крепле-ния к фюзеляжу верти-кального оперения);а подкреплять стенки(профилями для рабо-ты по действием пере-пада давления);

120

с называть шпанго-уты (герметическими);н придавать форму(поперечного сеченияфюзеляжу и подкреп-лять обшивку);с делать вырезы (дляпрохода стрингеров илонжеронов);н применять матери-ал (алюминиевые сп-лавы).

7.3.12. В. Конструкция обшивки фюзеляжа.О. Обшивка фюзеляжа воспринимает боль-шую часть изгибающего момента, полностьюпоперечную силу и крутящий момент, а такженагрузку от перепада давлений между гермо-отсеками и атмосферой. Чаше обшивку изготав-ливают из листового материала постоянной илипеременной толщины. Обшивка имеет утолще-ния в местах, где имеются вырезы. Плоские лис-ты обшивки изгибают под прессом до нужнойкривизны. Листы обшивки соединяют встык напоперечных и продольных элементах. Продоль-ные соединения можно выполнить внахлест. Вкачестве материала обшивки применяют алюми-ниевые, магниевые и титановые сплавы. Листо-вая обшивка одной толщины, с приклепанными кней усилениями и окантовками проста в изготов-лении, но имеет ряд недостатков. А именно –увеличение массы, неравномерное распределе-ние напряжений, небольшая усталостная устой-чивость, большой объем сборочных работ, ог-ромное количество точек, требующих герметиза-ции. Поэтому все шире применяют механическиили химически фрезерованные листы обшивкипеременной толщины от 1 до 12 мм. Большаятолщина применяется в местах вырезов. Такаяобшивка имеет меньшую массу и большую уста-лостную прочность. Монолитные панели приме-няют в фюзеляжах в наиболее нагруженных мес-тах. Такая обшивка выполняется фрезерованиемиз плиты или прессованием заодно со стринге-рами – ребрами. Толщина полотна обшивки пе-ременна. Применение монолитных панелей по-вышает усталостную прочность конструкции

Воспринимать на-грузку (от перепададавлений между гер-моотсеками и атмосфе-рой)…………….В0033;см воспринимать мо-менты (изгибающий,крутящий);см воспринимать си-лу (поперечную полно-стью);с изготавливать об-шивку (из листовогоматериала постояннойили переменной тол-щины);С иметь утолщения (вместах, где имеютсявырезы);а изготавливать об-шивку (под прессомнужной кривизны);н соединять листы(обшивки встык);н выполнять соеди-нение (листов обшивкивнахлест);н применять мате-риалы – сплавы (при-меняют алюминиевые,магниевые и титано-вые);с применять листы(для обшивки механи-

121

фюзеляжа, облегчает его герметизацию и улуч-шает аэродинамику. В конструкциях фюзеляжейприменяются и многослойные обшивки.

чески или химическифрезерованные);см применять обшив-ки (в фюзеляжах мо-нолитные);а изготавливать об-шивки (прессованиемзаодно со стрингерами– ребрами);см изготавливать об-шивки (многослойныедля уменьшения массыи повышения устало-стной прочности)

7.3.13. В. Конструкция соединения фюзеляжа.О. Для производства, эксплуатации и ремонтафюзеляжи выполняют из отдельных частей –отсеков, места соединения которых называютразъемами. Разъемы, обеспечивающие нуждыпроизводства, называют технологическими, аразъемы, дающие возможность подхода к раз-личным внутренним агрегатам, называют экс-плутационными. Фюзеляжи обычно состоят из3 – 5 отсеков. Разъемы фюзеляжей должны обес-печивать надежное соединение отдельных егочастей при небольшом увеличении массы. Экс-плутационные разъемы кроме того должны бытьудобными для быстрого монтажа и демонтажа.Стыковые соединения в разъемах нагружены те-ми же силовыми факторами, что и сечения фю-зеляжа, расположенные вблизи, то есть Q , M ,

крM . Соединение частей (отсеков) фюзеляжаосуществляется при помощи сосредоточенныхузлов или контурных соединений. Стыковые уз-лы применяют в лонжеронных фюзеляжах. Связьс лонжеронами выполняют в виде фитингов исоединений типа «ухо – вилка». Контурные со-единения стрингерного фюзеляжа выполняютпри помощи стыковых усиленных шпангоутов.При этом на концах соответствующих стринге-ров дополнительно устанавливают фитинги.

Производить фюзе-ляж…………….П0039;Эксплуатировать фю-зеляж………Э0003;Ремонтировать фюзе-ляж…………….Р0005;Выполнять части –отсеки (фюзеляжа вединый агрегат с по-мощью соединений -разъемов)……...В0022;а называть разъемы,(обеспечивающие нуж-ды производства -технологическими, аразъемы дающие воз-можность подхода кразличным внутреннимагрегатам - эксплута-ционными);н составлять фюзе-ляжи (из 3-5 отсеков);с обеспечивать соеди-нение (фюзеляжей спомощью разъемов –надежно, при неболь-шом увеличении мас-сы);см обеспечивать удоб-ство (монтажа и де-монтажа разъемов);С нагружать разъемы

122

(теми же силовымифакторами: Q , M , крM )а соединять части –отсеки (фюзеляжа припомощи сосредоточен-ных узлов или контур-ных соединений);н связывать лонже-роны (соединениями ввиде фитингов и со-единений в виде «ухо –вилка»);с выполнять соедине-ния (стрингерного фю-зеляжа при помощистыковых усиленныхшпангоутов);а устанавливать фи-тинги (на концах соот-ветствующих стринге-ров - дополнительно).

7.4. Функции расчета фюзеляжа на прочность

7.4.1. В. Проверочный расчет фюзеляжа на проч-ность.О. Расчеты фюзеляжа на прочность подобнырасчетам крыльев. При восприятии изгибающегомомента в вертикальной плоскости с наиболь-шими напряжениями, подобно панелям кессона(или поясам лонжеронов) крыла, работают еговерхние и нижние участки (своды) фюзеляжа,как наиболее удаленные от нейтральной оси. Бо-ковые участки фюзеляжа воспринимают попе-речную силу, работая подобно стенкам лонжеро-на в крыле. Замкнутый контур обшивки воспри-нимает крутящий момент. Фюзеляж рассматри-вается как балка на опорах с консолями (носоваяи хвостовая часть). Исходными данными дляпроверочного расчета фюзеляжа являются эпю-ры Q , M , крM , геометрические размеры сеченийи прочностные характеристики материалов кон-струкции. Проверочные расчеты определяютнормальные и касательные напряжения в сило-вых элементах для сравнения их с разрушающи-ми.

Рассчитать фюзеляж(на прочность по мето-дике расчета на проч-ность конструкциикрыла)………….Р0055;см воспринимать си-лу (боковыми участка-ми фюзеляжа подобностенкам лонжерона вкрыле);н рассматривать мо-мент (крутящий фюзе-ляжа);см рассматриватьфюзеляж (при расчетена прочность как балкуна опорах с консолями– носовая и хвостоваячасть);а определять данные(для проверочного рас-чета фюзеляжа как

123

эпюры Q , M , крM ,геометрические разме-ры сечений и прочно-стные характеристикиматериалов конструк-ции);с сравнивать расчеты(при определении нор-мальных и касательныхнапряжений в силовыхэлементах).

7.4.2. В. Расчет на изгиб стрингеров фюзеляжа.О. Рассчитывают стрингерный фюзеляж тогда,когда изгибающий момент M действует в вер-тикальной плоскости. Нормальные напряженияв любой точке сечения круглого фюзеляжа опре-деляется по формуле:

ii yIM

ϕ

σ = ,

где iy - расстояние от данной точки до нейтраль-ной оси;

ϕI - момент инерции редуцированного сечения.Приводят толщину обшивки со стрингерами ктолщине приведенной обшивки. Тогда:

прRI δπϕ3= и i

прi y

RMδπ

σ 3= .

Максимальные напряжения действуют в верхнихточках свода фюзеляжа, где Ryi = . Тогда:

Мстркр

прRM

.3max σδπ

σ ≤= .

В приближенных расчетах принимают:• Напряжения в сводах распределены рав-номерно;

• при восприятии M возникают суммарныеосевые силы S , которые определяются последующей формуле:

DMS3

2= ; М

стркробобстрсвпр

сж FnFS

FS

....

σϕ

σ ≤+

== ;

bоб

обδϕ 30= ,

где D32 - расстояние между центрами сво-дов,

..свпрF - приведенная площадь сечения свода.

Определять напря-жения (в любой точкекруглого фюзеляжа поформуле ii y

IM

ϕ

σ = ) …….

..……………….О0066;н приводить толщину(обшивки со стринге-рами к толщине приве-денной обшивки);а выражать напряже-ния (зависимостью

Ryi = );н распределять на-пряжения (в прибли-женных расчетах –равномерно и др.);с определять силы ( S ,которые возникают привосприятии M );а принимать высоту(свода равной D4

1 ,для овальных фюзеля-жей соответственно

H32 и H4

1 );см производить рас-чет (также, только вы-сота H заменяется ши-риной B ).

124

Высоту свода принимают равной D41 (для

овальных фюзеляжей соответственно H32 и

H41 ). При действии изгибающего момента M вгоризонтальной плоскости расчет проводят так-же, только высота H заменяется шириной B .7.4.3. В. Расчет на изгиб лонжеронного фюзеляжа.О. В лонжеронных фюзеляжах изгибающиймомент M воспринимается лонжеронами, вкоторых возникают осевые усилия лS , определи-

мые как: л

л HMS

2= .

Напряжения определяются по формулам:

р

лр F

S=σ , сж

лсж F

S=σ , bр σσ ≤ , bлкрсж σσσ 9,0. == ,

где b - длина хорды.

см рассчитать фюзе-ляж (лонжеронный наизгибающий моментM и осевые усилиялS );Воспринимать мо-мент (изгибающий какосновной параметррасчета, определитьосевые усилия лS )……………..….В0093;н определить усилия(осевые лS по формуле

лл H

MS2

= );

см определять на-пряжения (по форму-лам:

р

лр F

S=σ , сж

лсж F

S=σ ,

bр σσ ≤ , bлкрсж σσσ 9,0. == );а выявлять места(приложения нагрузокна лонжеронный фюзе-ляж).

7.4.4. В. Расчет на изгиб обшивочного фюзеляжа.О. В обшивочных фюзеляжах изгибающий мо-мент действует в сводах высотой 4

1 и b41 .

Нормальные напряжения в обшивке определяют-

ся по формулам: вF

Sсвр

р σ≤=σ.

, обкрсвсж

сж FS

..

σσ ≤= .

см произвести расчет(обшивочного фюзе-ляжа на изгибающиймомент в сводах высо-той 4

1 и b41 );

н определять напря-жения (в обшивке поформулам:

вF

Sсвр

р σ≤=σ.

,

обкрсвсж

сж FS

..

σσ ≤= ).

125

7.4.5. В. Расчет на сдвиг и кручение лонжеронно-го фюзеляжа.О. Функция расчета на сдвиг и кручение фю-зеляжа – это определение касательных напря-жений. Если поперечная перерезывающая силаQ действует вдоль оси симметрии самолета, тотак касательные напряжения действует в пер-пендикулярной плоскости:

αδπ

τ sinоб

Q RQ= .

Наиболее поперечная сила Q действует в боко-вых сводах обшивки размером D3

2 или H .Принимают, что касательные напряжения τ посводу распределяются равномерно, тогда:

обпредоб

Q HQ

.

322

τ≤δ

=τ .

При горизонтальном действии силы Q вместоH3

2 берут b32 . Крутящий момент крM действует

в замкнутом, образованном обшивкой, фюзеля-же. Ему противодействуют касательные напря-жения кручения крτ :

δτ

02FM

кр = .

При несимметричном нагружении хвостовойчасти фюзеляжа от сдвига сопутствует кручение.Поэтому расчет ведут по суммарным касатель-ным напряжениям Στ :

обпредкрQ .τ≤τ+τ=τΣ .

Определить напря-жения (касательныепри расчетах на сдвигии кручение фюзеля-жа)……………..О0111;н рассчитать конст-рукцию (фюзеляжа наизгиб и кручение поформуле:

αδπ

τ sinоб

Q RQ= );

см определить силы(Q в боковых сводахобшивки размером

D32 или H );а принимать напря-жения (τ при расчетахпо своду и распреде-лять их равномерно, тоесть:

обпредоб

Q HQ

.

322

τ≤δ

=τ

);н брать момент ( крMпри расчетах вместо

H32 - b3

2 );см рассчитать проти-водействие (касатель-ных напряжений кру-чения крτ :

δτ

02FM

кр = );

а вести расчет (посуммарным касатель-ным напряжениям Στ :

обпредкрQ .τ≤τ+τ=τΣ ).7.4.6. В. Расчет на сдвиг и кручение лонжеронно-го фюзеляжа.О. В лонжеронном фюзеляже поперечная силаQ воспринимается участками обшивки междулонжеронами, в которых действуют касатель-ные напряжения сдвига Qτ , равные:

облQ H

Qδ

τ2

= ; обл

Q BQδ

τ2

= .

см провести расчет(лонжеронного фюзе-ляжа на восприятие си-лы поперечной Q об-шивкой между лонже-ронами);Считать напряжения(по формулам:

126

Расчет на кручение производят по формулеБредта. обл

Q HQδ

τ2

= ; обл

Q BQδ

τ2

= ,

расчет производить накручение по формулеБредта)………..С0113.

7.4.7. В. Проектировочный расчет фюзеляжа.О. Исходными данными при проектировоч-ном расчете фюзеляжа являются те же методы,что и при расчете проверочном. Проектировоч-ный расчет выполняют для подбора потребныхсечений и форм силовых элементов фюзеляжа.

Идентифицироватьрасчет (проектировоч-ный так же, как и про-верочный)……..И0115;н выполнить подбор(потребных сечений иформ силовых элемен-тов фюзеляжа).

7.4.8. В. Проектировочный расчет стрингерногофюзеляжа.О. Проектировочный расчет стрингерного фю-зеляжа выполняют в следующем порядке:1. Выбирают материал и задаются толщинойобшивки обδ и шагом стрингеров b .

2. Принимают значение Mстркр ..σ , определяют

приведенную толщину обшивки из соот-ношения: стркр

Mстркр

прRM

..2max σσδπ

σ <≤= .

3. Определяют потребную площадь сеченияодного стрингера )( обпрстр bF ϕδδ −= . Коли-чество стрингеров определяют по формуле:

Mстркр

пр RM

.2σπ

δ = .

4. По каталогам подбирают профиль стрин-гера и определяют его M

стркр.σ совместно сучастком обшивки ϕ= bbпр , если 1≥обδ мм.Сравнивают найденное значение M

стркр ..σ ,увеличивают сечения стрингера стрF .

5. Проверяют прочность обшивки на сдвиг:

обпредоб

Q RQ

.2 τδπ

τ ≤= .

При расчетах хвостовой части фюзеляжа, когдасовместно действуют Q и крM толщину обшивкиподбирают по касательным напряжениям:

Q

ккр F

MR

QggQg2

+=+=∑ π;

обпредоб

q.τ

=δ Σ .

Представлять поря-док (расчета круглогострингерного фюзеля-жа)……………..П0117;н выбирать материал;н задавать толщину(обшивки обδ и шагстрингеров b );н принимать значе-ния ( M

стркр ..σ );н определять толщи-ну (приведенную об-шивки соотношением:

стркрMстркр

прRM

..2max σσδπ

σ <≤= );

см определять пло-щадь [потребную се-чения одного стринге-ра по формуле:

)( обпрстр bF ϕδδ −= ];н подбирать профиль(стрингера и опреде-лять его совместно сучастком обшивки:

ϕ= bbпр если 1≥обδ

мм);сравнивать значение( м

стркр ..σ , найденное прирасчетах);н увеличивать сече-ние (стрингера стрF ,

127

при необходимостиувеличивать M

стркр ..σ );н проверять проч-ность (обшивки насдвиг: обпред

обQ R

Q.2 τ

δπτ ≤= );

н суммировать на-пряжения (касатель-ные).

7.4.9. В. Расчет на прочность силовых шпанго-утов.О. Силовые шпангоуты нагружены сосредо-точенными силами от частей самолета (крыло,оперение). Эти силы лежат в плоскости шпанго-утов. Для расчета выбирают кольцевой силовойшпангоут с креплением агрегата по бортам узла-ми типа ухо-вилка. В узлах крепления агрегатакрыла возникают усилия H

MS = . При среднемрасположении крыла в сечениях по оси симмет-рии действуют усилия:

RSHSS bA 2

== ,

где AS - усилия в узлах и bS .Ввиду симметричности контура рассматриваютрасчет его одной половины. Находят величиныизгибающего момента SN , нормальной силы SQи поперечной силы:

)cos1( β−= RSM AS ; βsinAS SQ = ; βcosAS SN = ,где β - угол между осью симметрии и расчетнойточкой.Максимальная поперечная сила действует междуузлами крепления крыла и определяется по фор-муле:

SRHSSSQ AS =−=−= )21(

max, так как RH 2< ,

где H - высота между узлами крепления.Определив в сечениях шпангоута SM , SQ и SNстроят эпюры. По этим значениям подбирают се-чения шпангоута, считая, что изгибающий мо-мент SM действует в поясах, а поперечная сила

SQ в стенке шпангоута.

Нагружать шпанго-уты (сосредоточенны-ми силами при расчетена прочность силовыхшпангоутов)…..Н0131;н помещать силы (вплоскости шпанго-утов);н рассчитыватьшпангоут (по кольцу скреплением агрегата побортам узлами типаухо – вилка);см определять усилия(по формуле:

RSHSS bA 2

== );

см рассчитывать по-ловину (шпангоутаввиду его симметрич-ности);н находить моменты( SN , нормальной силы

SQ и поперечной силы:)cos1( β−= RSM AS ;

βsinAS SQ = ;βcosAS SN = );

см определять силу[по формуле: SR

HSSSQ AS =−=−= )21(max

,так как RH 2< ];н строить эпюры (по-сле определения SN ,

SQ и SM );н подбирать сечения

128

(шпангоута, считая,что изгибающий мо-мент SM действует впоясах, а поперечнаясила SQ в стенке шпан-гоута).

7.4.10. В. Проектировочный расчет лонжеронно-го фюзеляжа.О. Проектировочный расчет лонжеронного фю-зеляжа выполняется в следующем порядке:

1. Определяют толщину обшивки по ∑q .2. Выбрав общее количество лонжеронов,определяют их число в своде на ширинеравной D2

1 (или B ). При восьми лонже-ронах в свод попадает три.

3. Определяют суммарные осевые усилия влонжеронах свода:

HMS = ; DH 3

2= .

4. Из соотношения лσ определяют потреб-ную площадь сечения одного лонжерона:

влл

л FHhM σσ 9,0≤= .

5. Выбирают форму сечения лонжерона(профиль):

влл Hh

MFσ9,0

= .

Сформулировать по-следовательность(расчета лонжеронногофюзеляжа)……..С0811;н представлять поря-док (расчета);см определять тол-щину (обшивки по

∑q );см выбирать количе-ство (лонжеронов);см рассчитывать уси-лия (суммарные, осе-вые);см вычислить пло-щадь (

HMS = ; DH 3

2= );

н выбирать форму(сечения лонжероновпо формуле:

влл Hh

MFσ9,0

= ).

7.5 . Функции кабины самолетов

Кабины самолетов представляют собой отсеки фюзеляжа, в которых разме-щается экипаж, пассажиры, грузы и др. Конструкция кабин может быть негер-метичной или герметичной. При полете на высоте более 5 км. кабина проекти-руется и выполняется герметичной.

7.5.1. В. Требования к кабинам самолета.О. К кабинам самолетов предъявляются сле-дующие требования:1. Рациональная компоновка оборудования,мест экипажа и пассажиров;

2. Наличие дверей и люков, удобных длявхода и выхода из самолета;

3. Обеспечение нормальных условий дляэкипажа и пассажиров (достаточный объ-

Компоновать обору-дование (для удобстваэкипажа и работы в ка-бине)…………..К0093;н обеспечивать усло-вия (работы экипажа ипассажиров: достаточ-ный объем, удобныесидения, хорошая ос-

129

ем, удобные сидения, хорошая освещен-ность и теплозвукоизоляция, необходимоедавление, температура и влажность);

4. Хороший обзор, достаточный для обеспе-чения летчика видения взлетно-посадочнойполосы;

5. Обеспечение кабины защитными средст-вами на случай разгерметизации самолетаи средствами аварийного покидания само-лета экипажем (в случае военного вариантасамолета). В пассажирских кабинах долж-ны быть: индивидуальная вентиляция, ос-вещение, хорошо оборудованные помеще-ния для туалетов, кухонь-буфетов, гарде-робов. Грузовые кабины должны иметьлюки и оборудование, обеспечивающееудобство загрузки и выгрузки различныхкрупногабаритных и тяжелых грузов, сприменением средств механизации, а так-же устройства для крепления этих грузовдля транспортировки.

вещенность и т.д.);н обозревать полосу(взлетно-посадочную, дляобеспечения без аварийныхвзлетов и посадки);н дублировать раз-герметизацию (каби-ны индивидуальнымизащитными средства-ми);н предусматриватьсредства (аварийногопокидания самолета – вслучае военного вари-анта);см предусматриватьудобства (для экипажаи пассажиров в видеиндивидуальной вен-тиляции, освещения,хорошо оборудованныепомещения для туале-тов, кухонь-буфетов,гардеробов);н заложить проект(подъемно – транс-портного оборудованияи механизации разгру-зочно-погрузочных ра-бот).

7.5.2. В. Кабины экипажа.О. Кабина экипажа, как правило, находится впередней части фюзеляжа. В ней размещаютрабочие места членов экипажа и различное обо-рудование. Размеры кабины и их компоновка оп-ределяются типом самолета и составом экипажа.Экипаж крупного пассажирского самолета обыч-но состоит из четырех человек: первого (слева)летчика – командира, второго пилота (справа),бортинженера и штурмана.

Располагать кабину(экипажа в переднейчасти фюзеляжа)………………….Р0222;н размещать места(рабочие и членов эки-пажа, а также оборудо-вание – рациональнопо назначению);н образмеривать ка-бину (и ее габариты взависимости от типасамолета);н определять тип (са-молета при разработкетиповой компоновки

130

кабины);н составлять экипаж(из определенного ко-личества мест и типусамолета);н экипировать само-лет (летчик- командир,второй пилот, бортин-женер и т.д.).

7.5.3. В. Конструкция кабин экипажа.О. Конструкция кабины экипажа определяетсяот типа самолета:1. Пассажирский дозвуковой самолет – кон-струкция кабины состоит из передней час-ти фюзеляжа (части Ф1) с лобовым про-зрачным верхом, кабина неподвижная.Прозрачный верх – кожух не открывается(не откидывается).

2. Пассажирский сверхзвуковой самолет (ти-па ТУ-144) – конструкция кабины – под-вижная отклоняемая по оси Y с фонарнымтипом кабины.

3. Военный дозвуковой самолет – транспорт-ный (бомбардировщик) – конструкция ка-бины подобна пассажирскому, в отдельныхмоделях типа ТУ верхняя часть кабиныпрозрачная.

4. Военный сверхзвуковой самолет – конст-рукция кабины зависит от назначения са-молета (истребитель, легкий бомбарди-ровщик, тяжелый бомбардировщик, истре-битель-бомбардировщик) – конструкциякабины удлиненная для размещения креслапилота в горизонтальном положении, спрозрачным откидывающемся верхом. Взависимости от назначения самолета (либоКБ – проектировщика) верхняя часть каби-ны откидывается вправо, либо вверх по осиY по часовой стрелке от лобового стекла ит.д.

Проектировать каби-ны [в зависимости оттипа самолета и числаМаха (М)]……..П0232;н откидывать вверх(кабины – вправо,вверх от лобовогостекла в зависимостиот конструкции и типасамолета);а выполнять конст-рукцию (кабины само-лета, в зависимости отназначения и числа М);а рассчитывать кон-струкцию (кабины нажесткость и прочностьв зависимости от само-лета по классическойметодике);с удлинять кабину (пооси X для расположе-ния кресла пилота вгоризонтальное поло-жение);см обеспечить удобст-во (и комфорт для ра-боты экипажа и отдыхапассажиров) и т.д.

7.5.4. В. Оборудование кабины экипажа.О. Оборудование кабины включает в себя:

• Приборы контроля режима полета и ра-боты агрегатов, и систем самолета.

• Рычаги управления рулевыми поверхно-стями и режимом работы двигателей.

Включать набор (не-обходимых приборов,рычагов и др. элемен-тов управления систе-мами самолета в кон-струкцию кабины)…..

131

• Пульты управления системами навигациии связи и др.

Для удобства работы с этими многочисленнымиэлементами, их группируют по назначению и ус-танавливают в определенных местах на пультахи приборных досках.

……..…………..В0312;н создавать удобства(работы с элементамимногочисленных сис-тем);н группировать эле-менты (системыуправления самолетомв кабине);н устанавливатьпульты (и приборныедоски по назначению).

7.5.5. В. Кабины пассажиров.О. Пассажирские кабины, называемые салона-ми, представляют собой отсеки фюзеляжа. Ихразмеры определяются количеством перевози-мых пассажиров и объемом, установленным со-ответствующими нормами на одного пассажира,в зависимости от класса самолета по его комфор-ту и времени полета (0,9 – 2,0 М).По обеспечению комфорта приняты 4 междуна-родных класса: «люкс – бизнес класс», «первыйкласс», «туристический класс» и «экономиче-ский - общий».В салонах «люкс – бизнес класс» обеспечивают-ся наибольшие удобства при наименьшей плот-ности пассажиров. Оборудование кабины позво-ляет делать компоновку с переходом на другойкласс или в грузопассажирский вариант. Пасса-жирские кабины делятся на несколько салонов.Между салонами находятся буфеты – кухни, гар-деробы, туалеты. Для перевозки багажа и ком-мерческих грузов под полом кабины предусмот-рены багажные отделения, которые должныиметь загрузочные люки, и устройства для за-крепления багажа и грузов.

Представлять кабину(как отсек фюзеля-жа)……………..П0513;см определять размер(количеством перево-зимых пассажиров илигрузов);н устанавливать объ-ем (кабины – салоновпо соответствующимнормам на одного пас-сажира);н распределять клас-сы (самолетов по ком-форту и времени поле-та);а перекомпановыватьклассы (в зависимостиперехода от одногокласса к другому, и взависимости от по-требностей и экономи-ческих условий);см распределять са-лоны (в конструкциифюзеляжа по секциям);см компоновать фю-зеляж (в нижней частисамолетов багажнымиотделениями, которыедолжны иметь загру-зочные люки и устрой-ства крепления бага-жа);

132

7.5.6. В. Грузовые кабины.О. Грузовые кабины – это кабины транспорт-ных самолетов для перевозки по воздуху грузов.Это отсеки фюзеляжа большого размера. Дляудобства загрузки и выгрузки имеются люки ирамgы, соответствующие габаритам грузов. Нанекоторых самолетах применяются отклоняю-щиеся хвостовая и носовая части фюзеляжа. Длягрузовых кабин усиливают пол при помощи по-перечного и продольного наборов, устанавлива-ют различного рода швартовочные узлы, трапыподъемно-транспортные механизмы.

Размещать грузы (дляперевозки по возду-ху)…………..О0222;н транспортироватьгрузы (по воздуху);см предусматриватьлюки (рамgы) (для за-грузки и выгрузкикрупногабаритных инестандартизирован-ных грузов);а применять часть(фюзеляжа отклоняю-щегося);с усиливать пол (ка-бин для размещениятяжелых нестандарти-зированных грузов);с устанавливать тра-пы (подъемно-транс-портные механизмы идр.).

7.5.7. В. Двери фюзеляжа.О. Фюзеляжи самолетов имеют множество вы-резов для дверей, окон, люков. Вырезы услож-няют конструкцию фюзеляжей и требуют мест-ных усилений. Вырезы усиливают утолщениямиобшивки вокруг него установкой силовых шпан-гоутов и мощных окантовок. Входные двериразмещают обычно на левом борту фюзеляжа.Размеры дверей зависят от размера самолета ичисла пассажиров. Форма дверей прямоугольнаясо скругленными углами. Каркас двери состоитиз штампованной чашки, подкрепляющих про-дольных деталей типа стрингера и поперечных –типа шпангоутов. Между элементами каркаса ус-танавливается тепло-звукоизоляция. Снаружидверь имеет алюминиевый лист, внутри дверь за-крывается панелью интерьера. На двери имеетсязамок с ручками и элементы кинематики откры-вания и закрывания двери.

Закладывать вырезы(в чертеж фюзеляжадля дверей, окон, лю-ков)……………..З0555;см предусматриватьвырезы;н усиливать вырезы(утолщениями);а размещать двери (налевом борту фюзеля-жа);с образмеривать две-ри (и окна в зависимо-сти от типа самолета,количества перевози-мых пассажиров);н соблюдать конфи-гурацию (двери соскругленными углами,но прямоугольную);с выполнять каркас(двери из штампован-ной «чашки»);н устанавливать теп-

133

ло-звукоизоляцию (напанель двери);а выбирать материал(двери снаружи – алю-миниевый лист, изнут-ри - пластиковые кон-соли, либо композици-онные материалы ин-терьера);с закрывать двери(замком с ручками, спредусмотреннымиэлементами кинемати-ки открывания и за-крывания).

7.5.8. В. Кинематические схемы дверей фюзеля-жа.О. Имеется несколько кинематических схем от-крывания дверей самолета. Лучшая схема, прикоторой дверь открывается внутрь, так как вполете под действием избыточного давления онаплотно прижимается к герметизирующим окан-товкам. Но более предпочтительным вариантом,являются конструкции, в которых дверь откры-вается наружу, обеспечивая безопасность в ава-рийной ситуации. Разработаны конструкции две-рей, в которых при открывании наружу и прижа-тие к окантовкам обеспечивается силами внут-реннего избыточного давления. Дверь можетсдвигаться по рельсам в сторону внутрь и снару-жи может открываться на шарнирных петлях.

Вводить кинематику(для открывания две-рей)…………….В0656;н открывать дверь(внутрь или наружу, взависимости от конст-рукции двери);с окантовывать дверь(уплотнителями длялучшей герметизации);а предпочитать от-крывание (дверей на-ружу для безопасно-сти);н разрабатывать кон-струкцию (двери, ко-торая может откры-ваться как внутрь, таки наружу при помощишарниров и рельс);с сдвигать дверь (всторону внутрь и сна-ружи с помощью шар-ниров).

7.5.9. В. Герметичность дверей фюзеляжа.О. Герметичность дверей обеспечивают уста-новкой уплотнительной резиновой проклад-кой в виде трубки, оклеенной капроновой тка-нью. Трубка может надуваться воздухом. Также,герметичность обеспечивается установкой про-кладки из пластичной резины.

Герметизироватьдверь (фюзеляжа рези-новой трубчатой про-кладкой)……….Г0077;н оклевать трубку(капроновой тканью);с надувать прокладку

134

(трубчатую воздухом);а использовать резину(в виде пластины дляобеспечения герметич-ности двери фюзеля-жа).

7.5.10. В. Окна фюзеляжа.О. Окна (иллюминаторы) в пассажирских ка-бинах – салонах разнообразны по форме и габа-ритам. Применяются круглые, эллиптические ипрямоугольные окна со скругленными углами.Окна располагаются между шпангоутами по обо-им бортам фюзеляжа. Они содержат два или триорганических стекла. Одно стекло из этого числаделается обязательно более толстым и рассчиты-вается на полное избыточное давление. Вырезпод окно окантовывается утолщенной обшивкойвдоль контура окна и штампованной окантовкой– рамой.

Разнообразить формы(окон кабин – салоновфюзеляжа круглыми,эллиптическими ипрямоугольными)…….………………….Р0071;н располагать окна(между шпангоутамипо обоим бортам фю-зеляжа);н вводить стекла (вконструкцию окна вколичестве двух трех -штук для безопасно-сти);н рассчитывать стек-ло, (имеющего боль-шую толщину на избы-точное давление);а окантовывать окно(утолщенной обшивкойвдоль контура окна иштампованной рамой).

7.5.11. В. Люки фюзеляжа.О. Для ускорения выхода пассажиров из каби-ны в аварийных случаях, кроме дверей преду-сматриваются специальные аварийные люки, ко-торые размещаются по бортам и наверху, в сред-ней части фюзеляжа. По конструкции вырезыпод люки и сами люки аналогичны конструкциивходных дверей. Закрываются аварийные люкизамками, но не имеют кинематики открываниякак у входных дверей.

Ускорять выход (пас-сажиров в аварийныхслучаях)……….У0039;н размещать люки (побортам и наверху всредней части фюзеля-жа);а анализировать кон-струкцию (люков сконструкцией дверей);н сравнивать люки (сконструкцией дверей);с запирать люки (зам-ками без кинематики).

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

см обеспечивать обзор(взлетно-посадочнойполосы);

135

Форма и размеры фонаря зависят от назначениясамолета и состава экипажа. На самолетах истре-бителях фонарь имеет каплевидную форму изначительно выступает за обводы для обеспече-ния обзора. На тяжелых самолетах фонарь мень-ше выступает за обводы фюзеляжа и выполняет-ся в виде остекленных участков его переднейчасти. Фонарь должен иметь минимальное лобо-вое сопротивление. Фонарь кабины состоит изкаркаса, выполненного из высокопрочных алю-миниевых сплавов, и остекления из органическо-го и силикатного стекла. Остекление герметизи-руется с помощью резиновых прокладок и гер-метиков. На пассажирских самолетах фонарь ка-бины жестко связан с фюзеляжем и является ча-стью его конструкции. Фонарь имеет форточки –подвижные элементы, которые служат для связис наземным персоналом и могут использоватьсядля аварийного выхода экипажа. На истребите-лях для выхода и входа летчика и для аварийногопокидания фонарь делается и крепится на специ-альных замках.

н защищать экипаж(от воздействия внеш-ней среды за бортом);с размещать экипаж;н иметь форму (капли вслучае самолета истреби-теля);н выносить фонарь(по краям за обводыфюзеляжа для лучшегообзора);с остеклять фонарь (спередней части на тя-желых самолетах);а снижать сопротив-ление (лобовое до ми-нимума);н проектировать фо-нарь (из высокопроч-ных алюминиевыхсплавов - каркасов);н остеклять фонарь(из органического исиликатного стекла);см герметизироватьостекление (с помо-щью резиновых про-кладок и герметиков);н связывать фонарь(с фюзеляжем жестко,в случае пассажирско-го варианта самолета);н вставлять форточки(в остекление фюзеля-жа);с использовать фор-точки (в качестве за-пасного аварийноговыхода экипажа);а делать фонарь (от-кидным или сдвижнымна самолетах – истре-бителях);н крепить фонарь(специальными замка-ми).

136

7.5.13. В. Конструкции полов фюзеляжа.О. Каркас пола кабин состоит из продольныхи поперечных балок, которые опираются нашпангоуты и поддерживаются стойками. Балкипола выполнены в виде лонжеронов сборно-клепанной конструкции и штампованными изалюминиевых сплавов. Панели пола, чаще всего,выполняют в виде слоистых конструкций. Полгрузовых кабин усиливают путем установки бо-лее мощного поперечного и продольного набо-ров.

Проектировать пол(кабин из продольныхи поперечных балок)…………………П0092;н поддерживать кон-струкцию (половстойками);н выполнять балки (ввиде лонжеронов сбор-но-клепанной конст-рукции и штампован-ных из алюминиевыхсплавов);а собирать панели(пола в виде слоистыхконструкций);н устанавливать пол(грузовых кабин напродольные и попе-речные наборы);н усиливать пол (также с помощью попе-речного и продольногонабора элементов кон-струкций).

7.5.14. В. Кресла пассажиров.О. Кресла пассажиров являются важным эле-ментом комфорта. Удобства кресла зависят отразмера сиденья, наклона спинки, упругости по-душки. Кресла объединяют в блоки по два, три,четыре сиденья. Кресла состоят из каркаса, вы-полненного из алюминиевых сплавов, сидений,спинок и откидывающихся столиков. Шаг кре-сел, ширина и угол отклонения спинки кресланазад зависит от класса пассажирского салона,но база крепления кресла делается стандартной.Кронштейны – стойки кресел крепятся на на-правляющих рельсах, установленных на про-дольных балках пола.

Повышать комфорт(пассажиров)….П0088;н обеспечивать удоб-ства (полета пассажи-ров);а объединять кресла(в блоки);н проектироватькресла (в виде карка-сов, выполненных изалюминиевых сплавов,сидений, спинок и от-кидывающихся столи-ков);в стандартизироватьбазу (кресел для любо-го класса пассажирско-го салона);н крепить кресла (кполу фюзеляжа на на-правляющие рельсы,

137

установленные на про-дольных балках).

7.5.15. В. Кресла пилотов.О. Конструкция кресел пилотов обеспечивает:продольное и вертикальное крепление, изме-нение наклона спинки относительно вертикалис одновременным выдвижением подушки и из-менением ее наклона к горизонту; регулировкуподлокотников по углу наклона. Кресла пило-тов имеют штампованную из алюминиевыхсплавов раму, которая выкатывается на роликахв направляющие рельсы на полу кабины. В рель-сах имеются отверстия, в которых кресла фикси-руются штырями. Под креслом выполнена кине-матика из зубчатых реек, тяг и качалок для регу-лирования положения кресла.

Облегчать работу(пилотов в условияхполета и обеспечиватькомфорт)………О0022;н менять положение(кресел в пространствепри выполнении рабо-ты во время полета);с штамповать раму(кресла из алюминие-вых сплавов);а вкатывать кресла(по направляющим ре-льсам на полу кабины);с фиксировать кресла(в рельсах штырямичерез имеющиеся от-верстия);н регулировать поло-жение (кресла с помо-щью зубчатых реек, тяги качалок, то есть –кинематически).

7.6. Функции герметических кабин самолетов

Полеты на больших высотах уменьшают вредное аэродинамическое со-противление и нагрев самолета, увеличивают экономичность двигателей, по-зволяют проводить полет в условиях малой турбулентности, исключают обле-денение самолета. При полете на больших высотах необходимо обеспечиватьусловия жизнедеятельности и работоспособности экипажа и пассажиров, агре-гатов, оборудования и систем. Поэтому главной функцией герметических кабинсамолетов является:

Обеспечивать условия (жизнедеятельности и работоспособности экипа-жа и пассажиров, агрегатов, оборудования и систем при полете на больших вы-сотах).Основной функцией является:Создавать давление (внутри кабины, равное рабочему атмосферному дав-

лению).Вспомогательной функцией :Поддерживать температуру (воздуха внутри кабины в соответствии с тех-

ническими условиями ГК).

138

7.6.1. В. Требования к гермокабинам самолета.О. В гермокабинах самолетов должны обеспе-чиваться условия для нормальной жизнедея-тельности и работоспособности экипажа ипассажиров в полете на различных высотах и влюбых кинематических условиях. Атмосфера вгермокабинах самолета должна соответствоватьфизиолого-гигиеническим требованиям:1. Давление воздуха и скорость его измене-ния в кабинах самолетов при изменениивысоты полета должно изменяться по оп-ределенному закону для данного типа са-молетов.

2. Температура воздуха в кабинах самолетовподдерживается в пределах 520 ± оС. Не-равномерность распределения температу-ры не должна превышать 3 оС по длине ка-бины и 2 оС по высоте и ширине.

3. Относительная влажность воздуха в кабинесамолета устанавливается в пределах 40-60% и допускается 25-60%.

4. Скорость движения воздуха в зоне головычеловека определяется 0,4-1,5 м/с.

5. Интенсивность шума в кабине не должнапревышать 90 дб.

6. Расчетное значение подачи воздуха на од-ного человека составляет 38 кг/час приконцентрации СО – 0,1%.

см обеспечивать ра-ботоспособность (ибезопасность пилотов ипассажиров на различ-ных высотах полета);Поддерживать атмо-сферу (в кабине, соот-ветствующую физеоло-го-гигиеническим тре-бованиям)…….П0333;н изменять давление(воздуха, скорость егоизменения при измене-нии высоты полета поопределенному законудля данного типа само-лета);см поддерживатьтемпературу (в преде-лах 520 ± оС);а распределять тем-пературу (равномерноне превышая пределтемператур 3о С подлине кабины и 2о С повысоте и ширине);с определять скорость(движения воздуха взоне головы человека,которая должна быть впределах 0,4-1,5 м/с);с не превышать ин-тенсивность (шума вкабине 90 дб.);н рассчитывать зна-чение (подачи воздухана одного человека до38 кг/час при концен-трации СО – 0,1%.).

7.6.2. В. обеспечение герметичности кабин.О. Герметическая кабина состоит из отдельныхпанелей сборно-клепанной конструкции и из ос-текления. Швы, места соединения остекления сконструкцией фюзеляжа, места выводов управ-ления, люки и двери, сдвижные части фонарей ифорточек герметизируют средствами и метода-

Герметизировать ка-бину (в соответствии стехническими усло-виями на конкретныйтип самолета)….Г0115;см герметизироватьшвы, (места соедине-

139

ми:1. Соединение листов обшивки с корпусом –тиоколовыми листами, замазками, герме-тиками, краской, пленкой и специальнымизаклепками.

2. Герметизация люков и дверей осуществля-ется одним из способов: уплотнением в ви-де резиновой прокладки или трубки, илитипа нож по резине.

3. Герметизация тяг с возратно-поступательными движением обеспечива-ется гофрированным резиновым шлангом свнутри расположенными кольцами жест-кости. Шланг оклеивают капроновой тка-нью.

4. Герметизация тросов производится в видерезиновой пробки зажатой в конструкциикабины. Пробка и трос смазываются спе-циальной смазкой, состоящей на 65% извоска или смазкой ЦИАТИМ-201.

5. Для герметизации выводов труб различныхсистем в стенках кабин устанавливаютсяпереходные штуцеры на резиновых про-кладках или герметике.

6. Для герметизации выводов электро- и ра-диожгутов на стенках кабины устанавлива-ется герметические штепсельные разъемыс уплотнением резиновыми прокладкамиили герметиком.

ния остекления и др.специальными средст-вами и методами);н соединять листы(обшивки с каркасом –тиоколовыми листами,замазками, герметика-ми, краской, пленкой испециальными заклеп-ками);н уплотнять двери (илюки резиновыми про-кладками или трубка-ми, или типа нож порезине);см герметизироватьтяги (с возратно-поступательным дви-жением гофрирован-ным резиновым шлан-гом с внутри располо-женными кольцамижесткости);н оклеивать шланги(капроновой тканью);см герметизироватьтрос (резиновой проб-кой зажатой в конст-рукции кабины);н смазывать пробку(и трос специальнойсмазкой, состоящей на65% из воска или смаз-кой ЦИАТИМ-201);в устанавливать шту-церы (для герметиза-ции выводов труб раз-личных систем);н применять разъемы(для герметизации вы-водов электро- и ра-диожгутов с уплотни-тельными резиновымипрокладками или гер-метиками);

140

8. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ И ЕГО ОСНОВНЫЕ ФУНКЦИИ(ТЕЗАУРУС)

Управление самолета называют совокупность бортовых устройств,обеспечивающих управление движением самолета и управление различнымиагрегатами. Система управления может быть неавтоматической, полуавтома-тической или автоматической.

Главной функцией управления (или системы управления) следует счи-тать:

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 по-садки)Характеристика систем управления.

8.1. Неавтоматическая система управления самолетом

Неавтоматической системой управления (прямое управление самолетом)называют систему, если процесс управления осуществляется непосредственнолетчиком, то есть, летчик посредством мускульной силы приводит в действиеорганы управления и устройства, обеспечивающие создание и изменениеуправляющих движением самолета сил и моментов. Главной функцией неавто-матической системы можно считать:

Приводить органы (управления самолетом с помощью мускульной силылетчика).

Создавать движение (и изменение сил моментов для управления само-летом).

8.2 . Полуавтоматическая система управления самолетом

Полуавтоматической системой управления называют систему, когда про-цесс управления самолетом осуществляется летчиком через механизмы и уст-ройства, облегчающие и улучшающие качество процесса управления. Главнойфункцией полуавтоматической системы следует считать:

Совершенствовать управление (самолетом через ручное и механизиро-ванное управление, использованием полуавтоматических устройств и механиз-мов).

Улучшать качество (процесса управления самолетом) и т.д.

141

8.3 . Автоматическая система управления самолетом

Автоматической системой управления называют систему, если создание иизменение управляющих сил и моментов осуществляется комплексами автома-тических устройств, а роль летчика сводится к контролю за ними. Главнойфункцией назовем полезное действие этой системы так:

Осуществлять управление (самолетом через автоматические устройст-ва).

Контролировать действие (управления самолетом через автоматическиеустройства).

Облегчать управление (самолетом).Улучшать условия (управления самолетом через автоматические уст-

ройства).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 само-летом для изменения режима полета и для балансировки самолета на заданномрежиме (управление траекторией самолета). Главной функцией основногоуправления самолета следует считать:Приводить органы (управления самолетом в действие…).Изменять режимы (полета самолета).Балансировать самолет (на заданном режиме полета – управление траек-торией самолета).Определять возможность (координации работы управляющих систем са-молета) и т.д.

8.5 . Вспомогательное управление самолетом

Вспомогательным управлением называют устройства, обеспечивающиеуправление различными агрегатами и частями самолета (шасси, закрылками,створками, люками, дверями и т.д.). Главной функцией вспомогательногоуправления 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 нимусилия и перемещая их;

142

• проводка управления, соединяющая командные рычаги с управляемымиагрегатами;

• исполнительные механизмы и устройства.Поэтому главной функцией системы основного управления самолетом будемсчитать 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 особен-ности работы летчика – основного звена этой системы:

8.7.1. При управлении самолетом движения рук и ног летчика для откло-нения командных рычагов должны соответствовать естественным рефлексамчеловека при сохранении равновесия. Перемещения летчиком командного ры-чага в определенном направлении должно вызывать нужное перемещение са-молета в том же направлении.Главные функции:

Сохранять равновесие (при управлении руками и ногами черезрычаги управления в соответствии с естественными рефлексами летчика).

Вызывать перемещение (самолета при воздействии летчика нарычаги и педали управления).

Направлять самолет (в нужном направлении по азимуту вследст-вие воздействия летчиком на командные рычаги или педали) и т.д.

8.7.2. Реакция самолета на отклонения командных рычагов должна иметьнебольшое запаздывание.Главная функция:

Иметь запаздывание (на реакцию от команды управляющего ор-гана или летчика в допустимых пределах).

Отклонять самолет (по команде от управляющего органа или лет-чика с небольшим запаздыванием от момента передачи управляющего сигнала).

8.7.3. При отклонении органов управления (рулей и элеронов) усилия накомандных 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 противоположнуюсторону).

Отклонять органы [управления (рули и элероны) плавно и на-правлять в сторону противоположную движению командных рычагов].

«Чувствовать управление» (самолетом со стороны летчика какпсихологического аспекта его работы – управления самолетом).

143

8.7.4. Должна быть обеспечена независимость действия рулей: отклоне-ние руля высоты не должно вызывать отклонения элеронов и наоборот. Глав-ной 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 возмож-

ность полета самолета на всех режимах, а также должен быть обеспечен запасотклонения рулей. Главные функции как полезные действия сформулируемтак:

Предусмотреть углы (отношения рулей и элеронов для всех ре-жимов полета самолета).

Обеспечивать возможность (полета самолета на всех режимах).Закладывать запас (отклонения рулей при проектировании само-

лета) и т.д.8.7.6. Крайние положения рулей и элеронов, предельные отклонения ко-

мандных рычагов должны быть ограничены упорами. Главные функции сфор-мулируем так:

Ограничивать положение (рулей и элеронов соответствующимиупорами).

Отклонять рычаги (при управлении рулями и элеронами до огра-ничивающих упоров).

8.8. Командные рычаги и их функции

8.8.1. В. Краткая характеристика командных ры-чагов управления.О. Командные рычаги основной системыуправления устанавливают в кабине летчика.Они включают ручное управление (ручка илиштурвал) и ножное (педали). Отклоняя ручку(колонку штурвала) на себя или от себя, летчикосуществляет продольное управление, то естьизменяет угол тангажа, отклоняя руль высотыили управляемый стабилизатор вверх – вниз.Отклоняя ручку (колонку штурвала) вправо иливлево летчик отклоняет элероны, осуществляяпоперечное управление, накреняя самолет на за-данный угол крена. Воздействуя на педали лет-чик отклоняет в нужную сторону руль направле-ния, то есть скольжением самолета на опреде-ленный угол скольжения (рыскания). Педалямиуправляется самолет и при движении по взлет-но-посадочной полосе.

Устанавливать рыча-ги (в кабине летчика)…………………У0611;н включать управле-ние (ручное и ножное);н осуществлятьуправление (отклоняяручку на себя и от се-бя);н изменять угол (тан-гажа при продольномуправлении);с отклонять руль (вы-соты или управляемыйстабилизатор вверх-вниз);а накренять самолет(на заданный угол по-средством отклоненияручки-колонки штур-вала вправо или влево);

144

с регулировать взлет(или посадку самолетапедалями управления);н держать угол(скольжения-рысканияпри управлении само-летом в режиме поле-та) и т.д.

8.8.2. В. Ручка управления самолетом.О. Ручка управления, применяемая на манев-ренных легких самолетах, представляет собойрычаг, имеющий две степени свободы. Шар-нирное крепление нижней части ручки позволя-ет отклоняться вперед-назад при управлении ру-лями высоты или горизонтальным оперением ивправо-влево при управлении элеронами. Ручкувыполняют из трубы. В верхней части ручки ус-танавливают рукоятку, рычаг управления тор-можением колес шасси, переключатели. Вариан-ты кинематики приводов управления ручкой мо-гут быть различными.

Применять ручку(управления на манев-ренных легких самоле-тах)……..……..П0199;н представлять рычаг(имеющий две степенисвободы);н позволять управле-ние (отклонением са-молета по высоте и го-ризонту отклонениемоперения вправо-влево);а выполнять ручку(из трубы);с устанавливать ру-коятку (в верхней час-ти ручки);см устанавливатьрычаг (управленияторможением колесшасси);с различать варианты(кинематики приводовуправления ручкой) ит.д.

8.8.3. В. Штурвал с колонкой.О. Штурвал с колонкой применяют на тяже-лых не маневренных самолетах. Он выполняетте же функции, что и ручка управления. При на-клоне колонки вперед-назад обеспечивается про-дольное управление самолетом, а при вращенииштурвала вправо-влево - поперечное управле-ние самолетом. Штурвал с колонкой состоит изгоризонтальной трубы – кронштейна с качалка-ми, вертикальной трубы. На вертикальной трубеустанавливают цилиндрическую головку, в кото-рой вращается штурвал. Вращение штурвала че-

Применять штурвал(с колонкой на тяже-лых не маневренныхсамолетах)…….П0888;н выполнять функ-ции (те же, что и ручкауправления);а наклонять колонку(вперед-назад, обеспе-чивая продольноеуправление самоле-том);

145

рез зубчато-цепную передачу передается на вра-щающиеся тяги, а через них к элеронам. Качалкитрубы-кронштейна соединены тягами, которыепередают возвратно-поступательное движениерулям высоты. На штурвале устанавливают ры-чаги и кнопки управления тормозами, вооруже-нием, радио и др.

н вращать штурвал(вправо-влево, обеспе-чивая поперечноеуправление самоле-том);с проектироватьштурвал (с колонкойиз горизонтальной тру-бы-кронштейна с ка-чалками, вертикальнойтрубы);н устанавливать го-ловку, (в которойвращается штурвал);н передавать враще-ние (через зубчато-цепную передачу навращающиеся тяги);с соединять качалку(трубы-кронштейна тя-гами, которые опреде-ляют возвратно-посту-пательное движениерулями высоты);см устанавливатьрычаги (и кнопкиуправления тормозами,вооружением, радио идр. на штурвале).

8.8.4. В. педали ножного управления.О. Педали ножного управления служат дляуправления рулем направления. Они выпол-няются в виде рычажно-параллелограммногомеханизма или качающихся педалей. Параллело-граммный механизм обеспечивает поступатель-ное перемещение педалей без разворота. Педалирегулируются по росту летчика и соединяютсячерез тяги управления с рулем направления.

Вводить педали (нож-ного управления дляуправления рулем на-правления)….В0393;н выполнять педали(в виде рычажно-параллелограммногомеханизма или в виде«качалок»);с перемещать педали(без разворота);н регулировать педа-ли (по росту летчика исоединять через тяги срулем направления).

146

8.9. Проводка управления и ее основные функции

8.9.1. В. краткая характеристика проводкиуправления.О. Проводка управления связывает команд-ные рычаги с рулями или с исполнительнымиустройствами привода рулей. К ней подключа-ются исполнительные механизмы систем автома-тизации управления. Конструкция проводкиуправления может быть гибкой, жесткой илисмешанной.

Связывать рули(управления с испол-нительными устройст-вами привода)…С0223;н подключать меха-низмы (систем автома-тизации управления);а конструироватьпроводку (управлениягибкой, жесткой илисмешанной).

8.9.2. В. Гибкая проводка управления.О. Гибкая проводка управления выполняется ввиде тросов, а на прямых участках – в виде лентили проволоки. Тросовую проводку с помощьюроликов и направляющих можно разместить вудобных и безопасных местах: под полом каби-ны, по бортам фюзеляжа, в носках крыла и опе-рения.

Представлять вид(троса, на прямых уча-стках – вид лент илипроволоки)…...П0199;н размещать провод-ку (в удобных и безо-пасных местах: под по-лом кабины, по бортамфюзеляжа, в носкахкрыла и оперения) ит.д.

8.9.3. В. Конструкция гибкой проводки управле-ния.О. Гибкая проводка состоит из тросов, роли-ков, соединительных устройств - тандеров,секторов, качалок. Стальной трос Ж 4÷7 ммсплетен из нескольких прядей. Каждая прядь со-стоит из 7÷10 оцинкованных проволок Ж 0,2÷0,4мм, изготовленных из нагартованной углероди-стой стали. Тросы предварительно вытягиваютнагрузкой равной половине разрушающей. Тро-совую проводку укладывают на ролики, изготов-ленные из текстолита и дюралюминия, которыеслужат для поддержания троса и для изменениянаправления тросовой проводки. Ролики уста-навливаются на шарико-подшипниках. Тандера-ми соединяют части тросов и регулируют натя-жение. Концы тросов запрессовывают в резьбо-вые наконечники с правой и левой резьбой.Муфта тандера свинчивает два наконечника.Для уменьшения изменений натяжения тросовпри изменении температуры в цепь проводкивключают специальные секторы с пружинными

Составлять проводку(из комплекса тросов,роликов, соединитель-ных устройств – танде-ров, секторов, кача-лок)…………….С0079;н сплетать трос (изнескольких прядей Ж0,2÷0,4 мм);н изготавливать про-волоку (из нагарто-ванной углеродистойстали);с вытягивать прово-локу (нагрузкой рав-ной половине разру-шающей);н укладывать прово-локу (на ролики, изго-товленные из тексто-лита и дюралюминия);с поддерживать трос

147

компенсаторами поддерживающими натяжениетросов в определенных пределах.

(и изменять направле-ние тросовой провод-ки);см устанавливать ро-лики (на шарико-подшипниках);с соединять части(тросов тандерами);н регулировать натя-жение (тросов);н запрессовыватьконцы (тросов в резь-бовые наконечники);н свинчивать танде-ры (муфтой наконеч-ника);а включать секторы(с пружинными ком-пенсаторами дляуменьшения измененийнатяжения тросов);см поддерживать на-тяжение (тросов в оп-ределенных пределах).

8.9.4. В. Преимущество гибкой проводки.О. Преимуществом гибкой проводки являетсяее малая масса и удобство компоновки провод-ки.

Минимизироватьмассу (провод-ки)…….……….М0009;н предусматриватьудобство (компоновкипроводки меньшеймассы).

8.9.5. В. Недостатки гибкой проводки.О. Недостатками гибкой проводки являются:1. Большое трение и износ в местах переги-бов тросов.

2. Необходимость размещения двух тросовдля передачи возвратно-поступательныхдвижений (проводка двухпроводная).

3. Вытягивание тросов во время эксплуата-ции, что требует тщательного ухода, кон-троля и смены их из-за износа.

4. Различное тепловое удлинение стальноготроса и дюралевой конструкции самолета,вследствие чего проводка дополнительнонагружается.

5. Малая боевая живучесть натянутых тросов.

Учитывать недостат-ки (гибкой проводкипри проектированиисистемы управлениясамолетом)…….У0093;н предусматриватьтрение (износ в местахперегибов тросов);н рассматривать не-обходимость (разме-щения двух тросов дляпередачи возвратно-поступательных дви-жений);н заменять тросы (по-

148

сле эксплуатации и вы-тягивания);см учитывать удли-нение (тросов при теп-ловом воздействии);н определять живу-честь (натянутых тро-сов).

8.9.6. В. Жесткая проводка управления.О. Жесткая проводка управления может состо-ять из тяг , качалок, роликовых направляющих,секторов, рычагов, валов и кронштейнов. Движе-ния тяг может быть возвратно-поступательным ивращательным.

Составлять проводку(жесткую из тяг, кача-лок, роликовых на-правляющих, секторов,рычагов, валов икронштейнов)…С0091;см учитывать движе-ние (тяг в режимахвозвратно-поступательном и вра-щательном).

8.9.7. В. Преимущества жесткой проводкиуправления.О. Преимуществами жесткой проводки явля-ются:1. Однопроводность проводки, так как тягаработает на растяжение и сжатие.

2. Большая живучесть проводки.3. Удобство в эксплуатации.

К недостаткам жесткой проводки можно отнестиее большую массу по сравнению с тросовой ипотребность для своего размещения, большихобъемов на самолете.

Рассматривается од-нопроводность (какпреимущество жесткойпроводки)……...Р0113;н обеспечивать сжатие(или растяжение);с закладывать живу-честь (в жесткую про-водку);а ставить удобство (вэксплуатации как дос-тоинство жесткой про-водки);с снижать массу (же-сткой проводки);см размещать про-водку (с использова-нием объемов на само-лете).

8.9.8. В. Конструкция жесткой проводки.О. В жесткой проводке с вращательным движе-нием тяг для преобразования вращательногодвижения в поступательное используют винто-вые шариковые преобразователи. Наиболее частоиспользуют жесткую проводку в виде тяг с по-ступательным движением.

Использовать преоб-разователи (для пре-образования враща-тельного движения впоступательное шари-кового типа)..…И0773;н применять провод-ку (в виде тяг с посту-

149

пательным движени-ем).

8.9.9. В. Смешанная проводка управления само-летом.О. С целью компенсации недостатков обеихсистем чаще всего используют смешанную про-водку управления в виде сочетания жесткой игибкой проводок.Гибкую часть проводки применяют в местах, гденет многократных изгибов и где для размещенияжесткой проводки не хватает места. В места пе-рехода с тросовой проводки на жесткую и обрат-но применяют секторы с профилями и канавкамина ободе для троса, изготовленные заодно с уз-лом качалки, к которой присоединяют тяги жест-кой проводки управления.

Компенсировать не-достатки (с обеих сис-тем в виде сочетанияжесткой и гибкой про-водок)…………К0077;н применять провод-ку (где нет многократ-ных изгибов…);а применять секторы(с профилями и канав-ками на ободе для тро-са, и изготовленные заодно с узлами кача-лок);с присоединять тяги(жесткой проводкиуправления).

8.9.10. В. Тяги управления.О. Тяги управления изготавливают из трубалюминиевых или стальных. Наконечники тягвильчатой конструкции делают шарнирными.Одни из них делаются регулируемыми по длине.

Делать наконечники(тяг вильчатой конст-рукции)………..Д0017;н выполнять конст-рукцию (наконечниковшарнирными);см делать наконечни-ки (регулируемыми подлине).

8.9.11.В. Герметические выводы управления.О. Гермовыводы управления делаются на ос-нове коробок герметизации, в которых посту-пательное движение тяг преобразуется с помо-щью качалок во вращательное, а поворачиваю-щие валы герметизируются с помощью кольце-вых уплотнений.Тросы пропускают через резиновые сердечники,закрепленные в стене гермокабины.

Герметизировать вы-воды (с помощью ко-робок герметизации)………………….Г0031;н преобразовыватьдвижение (тяг с помо-щью качалок во враща-тельное);см герметизироватьвалы (с помощьюкольцевых уплотне-ний);с пропускать тросы(через резиновые сер-дечники, закрепленныев стенки гермокабины).

150

8.10. Пути снижения усилий на рычагах управленияи их функции

При увеличении размера самолета нагрузки на органы управления воз-растают пропорционально геометрическим размерам рулей. При возрастаниискорости полета, усилия, действующие на органы управления, увеличиваютсяпропорционально квадрату скоростей.

Эти факторы потребовали создания устройств, которые увеличиваютусилия, затрачиваемые летчиком при управлении самолетом. Рулевые поверх-ности самолета отклоняют с помощью гидроусилителей (бустеров). Сформули-руем основные функции:

Рассчитывать нагрузки (с увеличением размера самолета).Увеличивать усилия (при расчетах пропорционально квадрату скоро-

стей).Создавать устройства, (которые увеличивают усилия, затрачиваемые

летчиком при управлении самолетом).Отклонять поверхности (рулевые с помощью гидроусилителей - бусте-

ров).

8.10.1. В. Конструкция гидроусилителей.О. Гидроусилитель состоит из исполнительно-го механизма – силового цилиндра двойногодействия, исполнительного штока с закреп-ленным на нем поршнем и распределительного,следящего механизма золотникового типа. От-клоняя командный рычаг летчик воздействуетна связанный с ним проводкой управления зо-лотник, для отклонения которого требуются не-значительные усилия. Золотник распределяет по-ток жидкости, подаваемой насосом под большимдавлением, направляя его в ту или иную полостьсилового цилиндра. Сразу после перемещениялетчиком командного рычага начинает переме-щаться и исполнительный шток силового цилин-дра непосредственно или через промежуточныеэлементы проводки отклоняет рулевую поверх-ность.

Составлять гидро-усилитель (из испол-нительного органа- ме-ханизма - силового ци-линдра)……..…С0888;н отклонять рычаг (-воздействовать на свя-занный с ним провод-кой управления золот-ник);а требовать усилие(для отклонения рыча-га);с распределять поток(жидкости, подаваемойнасосом);н направлять поток (вту ил иную полость си-лового цилиндра);с перемещать шток(силового цилиндра);см отклонять поверх-ность (рулевую).

8.10.2. В. Обратимая схема включения гидроуси-лителя.О. Обратимая схема включения гидроусили-теля – это, когда гидроусилитель (ГУ) вклю-

Включать гидроуси-литель (в системууправления через до-полнительные тяги и

151

чают в систему управления так, что через до-полнительные тяги и качалки часть усилий срулей может проходить на командные рычаги ивосприниматься летчиком в виде нагрузки, дей-ствующей на командные рычаги.

качалки)……….В0331;н воспринимать уси-лия (летчиком в виденагрузки действующейна командные рычаги).

8.10.3. В. Необратимая схема включения гидро-усилителя.О. Необратимая схема включения гидроуси-лителя – это когда усилия, действующие со сто-роны рулевой поверхности, на командные ры-чаги летчика, не проходят.

Не восприниматьусилия (действующиесо стороны рулей по-верхности)…….Н0032.

8.10.4. В.Загрузочные устройства управления са-молетом.О. Если гидроусилитель включен по необра-тимой схеме, то летчик управляя рулевыми по-верхностями перемещает только золотник гид-роусилителя, что не требует значительных уси-лий. Это лишает летчика информации о режимеполета самолета по усилиям на ручке управле-ния. Поэтому в проводку управления включаютспециальные загрузочные механизмы для имита-ции усилий на командных рычагах, возрастаю-щих при увеличении угла отклонения руля и приувеличении скорости полета. В простейшем слу-чае загруженным устройством является пружина,оттарированная на определенные усилия.

Перемещать золотник(гидроусилителя, нетребуя значительныхусилий)………..П0119;с включать механиз-мы (для имитацииусилий);а загружать устройст-ва (с помощью пружи-ны);н тарировать пружи-ну (на определенныеусилия).

152

9. ТЕЗАУРУС НА ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА

К взлетно-посадочным устройствам относятся все системы и агрегатышассийной группы.

9.1.Назначение взлетно-посадочных устройстви их функции

К взлетно-посадочным устройствам самолета относят: приспособлениядля улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета и систему опорсамолета, служащую для обеспечения устойчивого передвижения его по землеи амортизации о землю при посадке. Тогда функции этих устройств могут бытьсформулированы так:

Улучшать взлет (и посадку самолета);амортизировать посадку (самолета) и т.д.

9.1.1. В. Требования к взлетно-посадочным уст-ройствам.О. Взлетно-посадочные устройства должныобеспечивать:1. Наименьшие взлетно-посадочные скоро-сти.

2. Необходимые ускорения при разбеге ипробеге.

3. Возможность передвижения самолета, ру-ление по взлетно-посадочной полосе(ВПП).

4. Устойчивость и проходимость по аэродро-му.

5. Амортизацию ударных нагрузок при по-садке и передвижению по аэродрому.

Обеспечивать взлет(и посадку самолета)…………………О0111;н уменьшать ско-рость;см обеспечивать ус-корение, (необходимоепри разбеге и пробеге);с передвигать само-лет (и руление поВПП);а сохранять устойчи-вость (и обеспечиватьего проходимость поаэродрому);н амортизироватьудар (при посадке инагрузки при передви-жении по аэродрому).

9.1.2.В. Устройства для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета.О. Для улучшения взлетно-посадочных ха-рактеристик самолета на нем устанавливают:1. Аэродинамические устройства для улуч-шения взлетно-посадочных скоростей.

2. Устройства для увеличения абсолютныхзначений ускорений самолета в процессевзлета и посадки.

3. Устройства для создания вертикальной со-ставляющей тяги силовой установки.

Для уменьшения длины разбега применяют стар-

Улучшать характери-стики (самолета привзлете и посадке)…………………У0311;н устанавливать уст-ройства (для умень-шения взлетно-поса-дочных скоростей);с уменьшать ско-рость;а увеличивать значе-ния (ускорений само-

153

товые ускорители и форсирование работы двига-теля.Для сокращения длины пробега на самолетахприменяют:

• тормозные колеса;• тормозные парашюты;• тормозные щетки;• интерцепторы и устройства реверса тягидвигателя.

лета в процессе взлетаи посадки);а создавать тягу (вер-тикальной составляю-щей силовой установ-ки);в применять ускори-тели (для уменьшениядлины пробега);с создавать форсиро-вание (работы двига-теля);см применять колеса(тормозные);н тормозить самолет(парашютами, тормоз-ными щетками);с использовать ин-терцепторы (и устрой-ства реверса тяги дви-гателя) и т.д.

9.2. Шасси самолета и его функции

Система опор самолета, служащая для обеспечения взлета и посадки, ма-неврирования по аэродрому и стоянки при хранении, называется шасси. шассивключает в себя элементы, опирающиеся на поверхность аэродрома (колеса,лыжи) и элементы, предающей нагрузки от них на планер самолета. для смяг-чения и поглощения ударных нагрузок при посадке и маневрировании самоле-та, в шасси имеются упругие элементы – пневматики колес и амортизаторы. дляманеврирования самолета по впп в шасси предусматривают тормозные иуправляющие 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 ирасположением опор (стоек) шасси относи-тельно центра тяжести самолета. На самолетахприменяют следующие схемы шасси:1. Трехопорное шасси с передней свободноориентирующейся или управляемой опо-рой (стойкой) шасси.

Определять располо-жение (и количест-во)… (опор – стоекшасси относительноцентра тяжести само-лета)…………..О0444;с ориентировать шас-си (или управлять опо-

154

2. Трехопорное шасси с задней ориентирую-щейся или управляемой стойкой.

3. Двухопорное (велосипедное) шасси совспомогательными опорами на концахкрыла.

рой-стойкой шасси вслучае трехопорнойконструкции с перед-ней стойкой );н управлять шасси(задней ориентирую-щейся стойкой);а применять шасси(двухопорное – вело-сипедное со вспомога-тельными опорами наконцах крыла); разрабатывать шасси(по основным схема)……………………Р0665.

9.2.2. В. Трехопорные шасси с передней стойкой.О. У трехопорного шасси с передней управ-ляемой опорой нагружены в основном две ос-новные стойки, расположенные сзади центратяжести.

Нагружать стойки,(расположенные сзадицентра тяжести в слу-чае трехопорного шас-си с передней управ-ляемой опорой)…….……………………Н0313.с располагать стойки(сзади центра тяжести).

9.2.3. В. Преимущества шасси с передней стой-кой при трех опорах.О. Трехопорное шасси с передней стойкой(управляемой) удачно решает вопрос безопасно-сти при посадке самолета:1. Экипаж имеет хороший обзор из кабины;2. горизонтальное положение пола кабинысоздает удобства пассажирам при движе-нии по взлетно-посадочной полосе;

3. струя горячих газов выходит из двигателяпараллельно ВПП и не портит ее;

4. устойчивость в продольном и путевом на-правлении;

5. при вертикальном ударе основными коле-сами при посадке возникает пикирующиймомент, уменьшающий угол атаки и подъ-емную силу крыла и самолет не взмывает;

6. наличие передней стойки устраняет опас-ность переворота через нос (капотирова-ния) при сильном торможении или наездена неровность ВПП;

7. нарушение направления движения автома-

Решать вопросы (без-опасности при посадкесамолета)…..….Р0009;а иметь обзор (из ка-бины экипажа);с создавать удобства(пассажирам при дви-жении по ВПП);н не портить полосу(взлета и посадки горя-чими газами двигате-ля);с обеспечивать устой-чивость (в продольноми путевом направле-нии);н уменьшать угол(атаки и подъемнуюсилу крыла при посад-ке во избежании взмы-вания самолета);с устранять опасность

155

тически устраняется моментом боковыхсил трения основных колес относительноцентра тяжести, что устраняет неуправляе-мый разворот.

(переворота через нос-капотирования с уста-новкой передней стой-ки при сильном тор-можении на ВПП);а устранять наруше-ние (направления дви-жения автоматическимоментом боковых силтрения основных колесотносительно центратяжести);см устранять разво-рот (неуправляемый).

9.2.4. В. Недостатки схемы трехопорного шассис передней стойкой.О. Недостатками трехопорного шасси с перед-ней опорой являются:

• большая масса, чем у шасси с хвостовойопорой и возможность зарывания колеспередней стойки при движении по слабомугрунту, что ухудшает проходимость само-лета.

Выявлять недостатки(трехопорного шасси спередней стойкой)……………………В0098;с уменьшать массу(до уровня массы ушасси с хвостовойопорой);с избегать зарывание(колес передней стой-ки);н улучшать проходи-мость (самолета).

9.2.5. В. Основные геометрические параметрытрехопорного шасси.О. Основными геометрическими параметра-ми шасси с тремя опорами являются: база шас-си, колея шасси, вынос основных стоек шасси,угол выноса основных стоек шасси.

Обосновать парамет-ры (шасси с тремяопорами как: база шас-си, колея шасси и др.)…………………О0888;с выносить стойки(шасси);а предусматриватьбазу (шасси, угол вы-носа основных стоек) итд.

9.2.6. В. База шасси.О. База шасси (b) обеспечивает хорошую ма-невренность самолета по ВПП и представляетсобой расстояние между основными стойками ипередней. База (b=0,3-0,35lср) шасси равна 0,3-0,35 длины фюзеляжа.

Представлять рас-стояние (между ос-новными стойками ипередней)……..П0222;см обеспечивать ма-невренность (самолетапо ВПП);а приравнивать базу

156

(шасси: b=0,3-0,35lсрравной 0,3-0,35 длиныфюзеляжа).

9.2.7.В. Колея шасси.О. Колея шасси (В) – это расстояние между ос-новными стойками. Ширину колеи принимаютравной 0,15-0,25 размаха крыла (В=0,15-0,25lкр)для предотвращения бокового опрокиды-вания.

Принимать ширину(колеи шасси В=0,15-0,25 размаха крыла ).………………..П0066;с предотвращать оп-рокидывание (боко-вое);а устанавливать рас-стояние (между стой-ками).

9.2.8. В. Вынос основных стоек шасси.О. Вынос основных стоек шасси (е) составляет0,1-0,12 базы шасси (е=0,1-0,12в) и обеспечиваетлегкое отрывание передней стойки от ВПП.

Составлять вынос(основных стоек шассие=0,1-0,12в).…..С0933;см обеспечивать от-рывание (переднейстойки от ВПП).

9.2.9. В. Угол выноса основных стоек шасси.О. Угол выноса )(γ основных стоек на 2º-3ºбольше посадочного угла )( посϕ , что предупре-ждает опрокидывание самолета на хвост.Обычно γ составляет: oo 1512 −=γ .

Выносить шасси (поуглу выноса γ на 2º-3ºбольше посадочногоугла посϕ ) ……..В0991.н составлять угол(выноса oo 1512 −=γ );с предупреждать оп-рокидывание (самоле-та на хвост).

9.2.10. В. Трехопорные шасси с задней стой-кой.О. У трехопорного шасси с задней управляемойили свободно ориентирующейся при руленииопорой нагрузка приходится на две стойки,расположенной впереди центра тяжести.

Прикидывать на-грузку (на две стойки,расположенные впере-ди центра тяжести)…………………П0131;н ориентировать опо-ру (при рулении);с располагать (рас-пределять) стойки(впереди центра тяже-сти).

9.2.11. В. Недостатки трехопорной шасси с зад-ней стойкой.О. Преимущества шасси с передней стойкойявляются недостатками шасси с задней стой-кой, поэтому это шасси применяется на самоле-тах редко.

Предусматриватьпреимущества (конст-рукции шасси с перед-ней стойкой передшасси с задней стой-кой)…………….П0091;

157

а не применять шасси(с задней стойкой насамолетах);см применять шасси(с задней стойкой повозможности реже).

9.2.12. В. Двухопорное шасси.О. Двухопорное (велосипедное) шасси нагру-жено на две стойки, расположенные под фю-зеляжем спереди и сзади центра тяжести само-лета. Задняя стойка более нагружена. Передняястойка управляемая. На концах крыльев устанав-ливают подкрыльные стойки, предохраняющиеот опрокидывания самолет на стоянке. Двух-опорное шасси применяют на самолетах с тон-ким крылом.

Нагружать стойки(расположенные подфюзеляжем спереди исзади центра тяжестисамолета).……..Н0199;а располагать шасси(под фюзеляжем);с распределять на-гружение (на стойки);н выполнять стойку(переднюю управляе-мой);в устанавливатьстойки (подкрыльныена концах крыльев);см предотвращатьопрокидывание (са-молета на стоянке);с применять шасси(двухопорные на само-летах с тонким кры-лом).

9.2.13. В. Недостатки двухопорного шасси.О. Самолеты с двухопорным (велосипедным)шасси имеют плохую поперечную управляе-мость, большую нагрузку на переднюю стойку(40-50%), что приводит к плохой проходимостипо ВПП и затрудняет отрыв от ВПП переднейстойки при взлете. У самолетов с двухопорнымшасси для обеспечения взлета применяют«вздыбливание» передней или «приседания»задней стоек.

Улучшать проходи-мость (по ВПП перед-ней стойки при взлете)…………………У0077;с применять «вздыб-ливание» (переднейстойки для облегчениявзлета);н использовать «при-седание» (задней стой-ки при взлете с ВПП).

9.2.14. В. Классификация шасси по типу опор.О. В зависимости от конструкции элемента,опирающегося на поверхность аэродрома, шассиподразделяют на: колесные, лыжные, колесно-лыжные.

Подразделять шасси,(в зависимости от кон-струкции элемента)…..………………...П0233;н выполнять шасси(колесными, лыжными,колесно-лыжными).

158

9.2.15. В. Колесные шасси.О. Колесное шасси очень широко распростра-нено на всех типах самолетов. Оно имеет хо-рошие амортизирующие свойства, высокуюуправляемость и проходимость самолета по аэ-родрому. Недостатками колесного шасси явля-ются:- невысокая эксплуатационная живучесть колес,недостаточная энергоемкость колесных тормоз-ных колодок и ухудшение проходимости приувеличении давления в пневматиках колес.

Распространять шас-си (колесное на всетипы самолетов)………………………….Р0177.с иметь свойства(амортизирующие, вы-соку проходимость иуправляемость);а устранять недостат-ки (колесного шасси);н повышать живу-честь (и энергоемкостьколесных тормозов);н улучшать проходи-мость (при увеличениидавления в пневмати-ках колес).

9.2.16. В. Лыжные шасси.О. Лыжное шасси образуется при замене колеслыжами. Оно снижает давление на поверхностьи улучшает проходимость самолета. Недостатка-ми лыжного шасси являются: плохие тормозныесвойства, затруднение в обеспечении маневрен-ности самолета по аэродрому и невозможностьуборки лыж.

Образовывать шасси(лыжное путем заменыколес лыжами)…….….…………………О0322.с улучшать проходи-мость (самолета);н снижать давление(на поверхность ВПП);см совершенствоватьторможение;см обеспечивать ма-невренность (по аэро-дрому) и т.д.

9.2.17. В. Колесно-лыжное шасси.О. Колесно-лыжное шасси образуется уста-новкой рядом с колесами лыжной подставкиили между колесами тележки подъемной лыжи.Это шасси допускает эксплуатацию самолетов нааэродромах с твердым покрытием, с мягкимгрунтом, со снежным покрытием, обеспечиваядостаточное торможение и маневренность само-лета при движении по ВПП.

Образовывать пару(из колес и лыжнойподставки в виде ком-плексного колесно-лыжного шасси)…………………О0888;с поднимать лыжи(при посадке на твер-дую ВПП);н устанавливать под-ставку (лыжную подъ-емную);см обеспечивать тор-можение (и маневрен-ность самолета придвижении по ВПП);

159

а эксплуатироватьшасси (спаренное наразличных ВПП) и т.д.

9.3. Конструктивно-силовые схемы шассии их функции

Одним из основных элементов конструктивно-силовой схемы шасси са-молета является стойка. Стойкой шасси называют совокупность элементов,передающих нагрузки от колес к планеру самолета. Поэтом главной функциейшасси 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 вы-полняемой работе различают основные эле-менты стоек шасси:1. Силовые элементы;2. Элементы кинематики и управления;3. Амортизирующие устройства.

Различать элементы(стоек шасси)….Р0111;н воспринимать на-грузки (при взлете ипосадке);а осуществлять упра-вление (элементамишасси кинематическойсхемы);н амортизироватьудары и т.д.

9.3.2. В. Силовые элементы стоек шасси.О. Силовые элементы стоек шасси восприни-мают и передают внешние нагрузки на планерсамолета. К ним относят цилиндр амортизаци-онной стойки, подкос со звеньями и фиксациизамком, вилка колеса, узлы крепления стойкик самолету.

Принимать массу(самолета)……..П0888;н распределять на-грузки (на силовыеэлементы);а передавать нагруз-ки;с относить элементы(стоек шасси к сле-дующему составу: ци-линдр амортизацион-ный).

9.3.3. В. Элементы кинематики шасси.О. Элементы кинематики и управления произ-водят подъем, выпуск стойки шасси и поворотколеса. Уборка и выпуск производится гидро-подъемником. В выпущенном положении стойкафиксируется замком. Поворот колеса производятгидроцилиндры поворота.

Производить управ-ление (подъемом, вы-пуском шасси и пово-ротом колес).….П0317;н поднимать шасси;н поворачивать коле-са;см выпускать шасси;

160

а фиксировать стойку(замком);см производить пово-рот (с помощью гид-роцилидров) и т.д.

9.3.4. В. Амортизирующие устройства стоекшасси.О. Амортизирующие устройства (амортизаци-онная стойка, пневматик колеса, гасители коле-баний, совмещенные с цилиндром поворота) по-глощают и рассеивают энергию ударов шасси оВПП, уменьшают нагрузки и уменьшают коле-бания при посадке и движении самолета.

Смягчать удар (шассио поверхность ВПП).……………………С0099;н поглощать энергию(ударов);а рассеивать энергию(удара);н уменьшать нагруз-ки (и колебания припосадке и движениисамолета по ВПП).

9.3.5. В. Силовые схемы шасси.О. Силовые схемы шасси определяются внеш-ними нагрузками компоновкой шасси на самоле-те, кинематической уборки и выпуска шасси,взаимным расположением основных силовыхэлементов относительно стойки. Силовыми схе-мами шасси являются:1. Балочная консольная;2. балочная подкосная;3. ферменно-балочная.

Определять схему(шасси через внешниенагрузки)……..О0555;н различать нагрузки(на самолет от кинема-тической уборки и вы-пуска шасси, взаимнымрасположением основ-ных силовых элемен-тов и т.д.);а называть схемы(шасси: балочная кон-сольная; балочнаяподкосная; ферменно-балочная).

9.3.6. В. Балочные консольные шасси.О. Балочное консольное шасси представляетсобой консольную балку, заделанную верхнимконцом в узле на планере самолета, а на нижнемее конце подвешено колесо. Под действием силстойка сжимается и изгибается в двух плоско-стях. Крепление такого вида стоек не обеспечи-вает ей жесткость в продольном и поперечномнаправлении, что вызывает появление различныхколебаний при движении самолета по ВПП.Шасси данной схемы применяют на не скорост-ных самолетах.

Представлять балку(консольную, заделан-ную верхним концом вузле на планере само-лета)…………П0199;н подвешивать коле-со;с сжимать стойку (и изги-бать в двух плоскостях);а вызывать появле-ние (различных коле-баний при движениисамолета по ВПП);а применять шасси(на нескоростных са-молетах).

161

9.3.7. В. Балочные подкосные шасси.О. Консольная стойка подкрепленная подкосом(подкос-подъемник) образует балочную подкос-ную схему стоек шасси. В такой схеме верхняячасть стойки разгружается от изгибающего мо-мента и момента, создаваемого боковой силой.Подкос устанавливают под острым углом в плос-кости симметрии самолета. Балочно-подкоснаясхема имеет меньшую массу и большую жест-кость, чем консольное при равных нагрузках.

Подкреплять стойку[подкосом – (подкос-подъемником)]..П0111;в образовывать схему(балочную подкос-ную);н разгружать часть(верхнюю стойки отизгибающего момента,создаваемого боковойсилой);с устанавливать под-кос (под острым угломк плоскости симметриисамолета);а иметь массу (и жест-кость большую, чем вконсольной схеме шас-си).

9.3.8. В. Ферменно-балочное шасси.О. Ферменно-балочная схема образуется путемподкрепления стойки в разных плоскостях под-косами, что значительно уменьшает величинуизгибающих моментов, действующих на стойку,и увеличивает жесткость конструкции. Фермен-но-балочные шасси применяют на тяжелых са-молетах при многоколесных главных и переднихстойках шасси.

Увеличивать жест-кость (конструкциишасси)…………У0087;см образовывать схе-му (ферменно-балочной конструкциишасси путем подкреп-ления стойки в разныхплоскостях подкоса-ми);см применять конст-рукцию (ферменно-балочного шасси натяжелых самолетах);а применять стойку (сферменно-балочнойсхемой на многоколес-ных тяжелых самоле-тах) и др.

9.3.9. В. Конструктивные схемы стоек шасси.О. Силовое нагружение стойки шасси зависитот расположения амортизатора и колеса внижней части стойки. В зависимости от спосо-ба крепления колеса (или тележки колес) разли-чают стойки телескопические, полурычажныеи рычажные.

Располагать аморти-затор (и колеса в ниж-ней части стойки)……………………Р0813;н нагружать стойки (взависимости от распо-ложения амортизато-ра);

162

с крепить колеса (взависимости от конст-рукции стойки);а различать стойки(телескопические, по-лурычажные, рычаж-ные).

9.3.10. В. Телескопическая стойка шасси.О. В телескопической стойке амортизатор раз-мещен внутри стойки, а ось колеса неподвижноукреплена на конце штока, что рациональноиспользует внутренний объем и обеспечиваеткомпактную конструкцию. Силовым элемен-там передающим нагрузки от колеса к планерусамолета, являются стойка и амортизатор. Дляпередачи крутящего момента со стороны колеса,служит двухзвенник. Телескопические стойкиустанавливают на самолетах, эксплуатируемыхна бетонных и хорошо укатанных ВПП.

Размещать амортиза-тор (внутри стойки)……………………Р0999;н укреплять ось (не-подвижно на концештока);а использовать объем(внутренний);см обеспечить конст-рукцию (компактную);а обозначить элемент(силовой - либо стойку,либо амортизатор);с применять двух-звенник (для передачикрутящего момента);в устанавливатьстойку (телескопиче-скую на самолетах,эксплуатируемых набетонных и хорошоукатанных ВПП).

9.3.11. В. Рычажные стойки шасси.О. У стоек с рычажной подвеской колеса на-грузки с колеса на шток амортизатора переда-ются через промежуточный подвижной элемент– рычаг. При этом ось колеса, неподвижно ук-репленная на конце рычага, может перемещатьсяпо отношению к стойке при повороте рычага засчет обжатия амортизатора. Такая стойка можетамортизировать не только вертикальные, но ипередние удары. Рычажная подвеска колеса мо-жет быть с вынесенным амортизатором и свстроенным. В схеме с вынесенным амортизато-ром стойка от лобовых и поперечных нагрузокработает на изгиб, а амортизатор только на сжа-тие или растяжение. Отсутствие сил трения вбуксах обеспечивает хорошие условия для рабо-ты уплотнений амортизаторов. Рычаг подвескиколеса является сильно нагруженным элементом,

Передавать нагрузки(через промежуточныйподвижной элемент -рычаг)…………П0131;н укреплять ось (не-подвижно на концерычага);с перемещать ось (поотношению к стойкепри повороте рычага);н поворачивать ры-чаг (за счет обжатияамортизатора);а обжимать амортиза-тор;см амортизироватьудары (передние ивертикальные);

163

передающим на стойку изгибающие и крутящиемоменты и силу сжатия. Такие стойки устанав-ливают на самолетах, которые эксплуатируютсяна плохо подготовленных (временных) аэродро-мах. При переезде колеса через неровности воз-никают лобовые силы, которые вызывают обжа-тие амортизатора и перемещение колеса вверх,что способствует плавному преодолению неров-ностей. В стойке с внутренним амортизаторомкак и в телескопической, цилиндр, являющийсяодновременно и стойкой, работает на изгиб.Шток также работает на изгиб, хотя и в меньшейстепени, чем в телескопической стойке.

н выносить аморти-затор;а встраивать аморти-затор;в устранять трение (вбуксах для обеспече-ния хорошей работыуплотнений амортиза-торов);с нагружать рычаг(подвески колеса);а крутить стойки;а сжимать стойки;см устанавливатьстойки (на самолетах,которые эксплуатиру-ются на плохо подго-товленных аэродро-мах);н переезжать неров-ности (на ВПП - плав-но);с вызывать обжатие(амортизатора);н перемещать колеса(вверх, чтобы способ-ствовать плавномупреодолению неровно-стей);а использовать ци-линдр (как стойку, ра-ботающую на изгиб);с изгибать шток (вменьшей степени, чемв телескопическойстойке);а уменьшать степень(изгиба рычажнойстойки).

9.3.12. В. Полурычажные стойки шасси.О. В полурычажной схеме со встроенным амор-тизатором шток не работает на изгиб в плоско-сти колеса благодаря применению подвижногорычага и серьги.

Применять рычаг(подвижный и серьги)…………………П0444;н использовать стой-ки (полурычажные совстроенным амориза-тором).

164

9.3.13. В. Конструкция главной стойки подкосно-балочной схемы.О. Главная стойка подкосно-балочной конст-рукции с рычажной подвеской колеса и выне-сенным амортизатором шарнирно крепится накрыле и подпирается подкосом подъемником.Стойка представляет собой толстостенный ци-линдр из стали 30ХГСНА. Верхний узел стойкиимеет развитую базу, что обеспечивает жест-кость крепления стойки на крыле. К стойке кре-пится верхний кардан амортизатора, рычаги под-кос-подъемник. Амортизатор жидкостно-газового типа соединяет стойку и рычаг. Рычаг сполуосью колеса образует полувилку, на которойподвешивается колесо с тормозами. Гидроподъ-емник служит для уборки и выпуска главнойстойки и выполняет роль силового подкоса сфиксацией шариковым замком выпущенного по-ложения.

Крепить стойку (под-косно-балочной конст-рукции на крыле иподпирать подкосом-подъемником)…К0445;н выносить аморти-затор;с представлять ци-линдр (как толсто-стенную стойку из ста-ли 30ХГСНА);а развивать базу,(обеспечивая жест-кость крепления стой-ки на крыле);см крепить кардан(амортизатора, рычаг иподкос-подъемник);а соединять стойку (ирычаг с амортизаторомжидкостно-газовоготипа);н образовывать полу-вилку, (на которойподвешивается колесос тормозами);н убирать стойку (спомощью гидроподъ-емника);н выпускать стойку;н выполнять роль(силового подкоса сфиксацией шариковымзамком выпущенногоположения);а фиксировать поло-жение (шариковымзамком).

9.3.14. В. Конструкция главной стойки фермен-но-балочной схемы.О. Главная стойка ферменно-балочной конст-рукции с колесной тележкой устанавливаетсяна тяжелых самолетах. Стойка шарнирно кре-пится к крылу, подпирается задним лобовымподкосом и двумя боковыми подкосами-раскосами. Задний подкос трубчатой конструк-

Устанавливать стой-ку (ферменно-балоч-ной конструкции натяжелых самолетах)…………………У0155;н крепить стойку (ккрылу шарнирно);н подпирать стойку

165

ции крепится к цилиндру стойки с помощьюкардана и к серге, которая запирается в замкевыпущенного положения. Боковые подкосы из-готавливают из труб с наконечниками для креп-ления на цилиндре и крыле. Гидроподъемникслужит для уборки и выпуска стойки шасси.Двухзвенник закреплен шарнирно на штоке ицилиндре. На конус штока амортизатора стойкишарнирно подвешена четырехколесная тележка.Силовую часть тележки составляет рама, выпол-ненная из трубы. Посредине рамы расположенузел с проушинами для крепления ее к штоку, ана концах проушины для осей колес. В конст-рукции тележки предусмотрен механизм переда-чи тормозного момента на колеса. Стабилизи-рующий амортизатор соединяет тележку со што-ком амортизатора, выполняет роль ее демпферапри движении самолета по аэродрому, при взлетеудерживает тележку параллельно продольнойоси самолета и при уборке поворачивает ее так,что передние колеса приближаются к стойке, азадние составляют ее продолжение.

(задним лобовым под-косом и двумя боко-выми подкосами-раскосами);а крепить подкос(трубчатой конструк-ции – задний к цилин-дру стойки с помощьюкардана к серьге);н запирать серьгу (взамке выпущенногоположения);с изготавливать под-косы (из труб с нако-нечниками для крепле-ния на цилиндре ккрылу);а использовать гид-роподъемник (дляуборки и выпускастойки шасси);в закреплять двух-звенник (шарнирно наштоке и цилиндре);н подвешивать те-лежку (на конце штокаамортизатора стойки);с составлять раму(как силовую часть те-лежки, выполненнуюиз труб);с располагать узел(посредине рамы спроушинами для креп-ления ее к штоку…);в предусматриватьмеханизм (в конструк-ции тележки для пере-дачи тормозного мо-мента на колеса);н составлять тележку(со штоком как стаби-лизирующий амортиза-тор амортизатора, вы-полняющего роль еедемпфера при движе-

166

нии самолета по аэро-дрому);с удерживать тележку(при взлете);а поворачивать те-лежку (так, что перед-ние колеса приближа-ются к стойке, а задниесоставляют ее продол-жение).

9.3.15. В. Конструкция передней стойки фермен-но-балочной схемы.О. Передняя стойка шасси для тяжелого са-молета выполняется по ферменно-балочнойсхеме с элементами управления поворотамиколес. Передняя опора состоит из телескопическойамортизационной стойки, спаренных колес, по-воротно-демпфирующего устройства, двухзвен-ника, заднего складывающего подкоса, механиз-ма распора, гидроцилиндра уборки и выпускастойки. При помощи цапф на кронштейнах амор-тизационная стойка крепится шарнирно на бал-ках фюзеляжа и подпирается задним склады-вающимся подкосом-раскосом. Складывающий-ся подкос выполняет роль силового элемента привыпущенной стойке и кинематического – приуборке стойки гидроподъемником. Поворотно-демпфирующее устройство служит для управле-ния поворотом колес и для гашения их колеба-ний при движении самолета по ВПП. Управле-ние поворотом колес производится при помощипедалей ножного управления самолетом совме-стно с управлением рулем направления.

Выполнять стойку(шасси – переднюю поферменно-балочнойсхеме с элементамиуправления поворотомколес)…………..В0555;в проектировать опо-ру (и телескопическойамортизационнойстойки, спаренных ко-лес, поворотно-демп-фирующего устройст-ва, двухзвенника, зад-него складывающегосяподкоса, механизмараспора, гидроцилинд-ра уборки и выпускастойки);н кренить стойку(шарнирно на балкахфюзеляжа);с подпирать стойку(задним складываю-щимся подкосом-раскосом);а выполнять роль(силового элемента привыпущенной стойке икинематического – приуборке стойки гидро-подъемником);см обеспечить управ-ление (поворотом ко-лес и гашение их коле-баний при движениисамолета по ВПП);

167

н производить управ-ление (поворотом ко-лес при помощи педа-лей ножного управле-ния самолетом);с совмещать управ-ление (поворотом ко-лес с управлением ру-лем направления).

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 кры-ле; на борту фюзеляжа – в фюзеляж. Передниестойки убирают в носовую часть фюзеляжа.Убирают стойки вращением их в основном отно-сительно одной оси и относительно двух-трехосей с разворотом. Колесные тележки всегда, ане редко и колеса при убирании поворачиваютсяотносительно стойки, так что в убранном поло-жении занимать наименьший объем. Передниестойки убираютя в носовую часть фюзеляжадвижением вверх-вперед, реже вверх-назад. Вкрайних положениях (убранном и выпущенном)стойки жестко фиксируются для предотвращенияскладывания при движении самолета по аэро-дрому или самопроизвольного выпадения стоек вполете. Стойки фиксируются замками бомбовоготипа на силовых элементах планера. После убор-ки стоек в вырезы в крыле (гондоле, фюзеляже)по шасси они закрываются створками с помощьюподъемников и удерживаются замками створок.

Убирать (выпускать)шасси (в крыло, в кры-ло и фюзеляж и т.д.)…………..У0335 (В0135);н убирать стойку (пе-реднюю в носовуючасть фюзеляжа);с вращать стойки (дляуборки относительноодной оси и относи-тельно двух-трех осейс разворотом);а поворачивать те-лежки (всегда, а нередко и колеса относи-тельно стойки…);с занимать объем(наименьший в убран-ном положении);в двигать стойки (приубирании в носовуючасть фюзеляжа вверх-вперед, реже вверх-назад);а фиксировать стойки[в крайних положениях(убранном и выпущен-ном) жестко для пре-дотвращения склады-вания при движениисамолета по аэродромуили самопроизвольно-го выпадания в поле-те];н использовать замки(бомбового типа на си-ловых элементах пла-

168

нера);с закрывать стойки(створками с помощьюподъемников…).

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 само-

лета:Передвигать самолет (по ВПП или на место ремонта и профилакти-

ки)…П0099.Обеспечивать передвижение (самолета по ВПП во время разбега и по-

садки, а также для отбуксовки на профилактику или ремонт) … О0033 и т.д.9.4.1. В. Барабаны и пневматика колес.О. Барабан колеса изготавливают литым измагниевого, алюминиевого или титановогосплавов, что обеспечивает прочность и жест-кость при малой массе. Колесо на оси вращаетсяна подшипниках. Пневматик состоит из покрыш-ки и камеры, накачиваемой воздухом, или толькопокрышки в без камерном колесе. Покрышкаимеет силовой каркас (корд), выполненный изряда слоев капроновых или нейлоновых нитей.Защитным слоем ее является протектор из высо-копрочной вулканизированной резины. Пневма-тик фиксируется на барабане при помощи съем-ной реборды.

Изготавливать бара-бан (литым из магние-вого, алюминиевогоили титанового спла-вов)…………….И0553;н повышать жест-кость;н обеспечивать проч-ность (при малой мас-се);с вращать барабан (наподшипниках);в составлять пневма-тик (из камеры с по-крышкой, накачивае-мой воздухом…);а иметь каркас (корд);с выполнять по-крышку (из ряда слоевкапроновых или ней-лоновых нитей в видекаркаса);в защищать каркас(высокопрочной вул-канизированной рези-ной – протектором);н фиксировать пнев-

169

матик (на барабанепри помощи съемнойреборды).

9.4.2. В. Тормозные устройства колес.О. Тормоза авиационных колес сокращаютдлину пробега самолета, позволяют маневриро-вать при рулении и проверять работу двигателейне подкладывая тормозные колодки под колеса.В авиационных колесах применяют тормозафрикционного типа: камерные и дисковые.

Сокращать длину(пробега самолета)……………………С0773;в позволять маневр(при рулении и про-верке двигателей);н подкладывать ко-лодки (под колеса приналичии тормозов нетнеобходимости);см применять тормо-за (фрикционного ти-па: камерные и диско-вые).

9.4.3. В. Камерные тормоза колес шасси.О. В камерном тормозе воздух подается в ре-зиновую камеру. Тормозные колодки, разме-щенные в цилиндрах по окружности тормозногобарабана, неподвижно закрепленного на оси са-молета, перемещаются в радиальном направле-нии и прижимаются к тормозной рубашке вра-щающегося колеса. Тормозной момент создаетсясилами трения между тормозной рубашкой итормозными колодками. При уменьшении давле-ния воздуха в камере под давлением возвратныхпружин колодки от тормозной рубашки отжима-ются, и колесо растормаживается.

Подавать воздух (врезиновую камеру вкамерном тормозе)……………………П0993;в размещать колодки(в шлицах по окружно-сти тормозного бара-бана);н крепить барабан (наоси самолета);н перемещать колод-ки (в радиальном на-правлении);с прижимать колодки(к тормозной рубашкевращающегося колеса);см создавать момент(силами трения междутормозной рубашкой итормозными колодка-ми);с уменьшать давле-ние (воздуха в камере);в отжимать колодки(от тормозной рубашкипод давлением воз-вратных пружин);н растормаживатьколесо.

170

9.4.4. В. Дисковые тормоза колес шасси.О. Дисковый тормоз состоит из набора дисков,поочередно соединенных (через один) с бараба-нов колеса и вращающихся вместе с ним, и дис-ком, сидящих неподвижно на оси колеса. Тор-мозной момент создается силами трения междудисками при их прижатии друг к другу. Прижи-маются диски при помощи силовых цилиндров,расположенных по окружности неподвижнойчасти колеса, в которые подается давление жид-кости или газа из системы торможения колес.При уменьшении давления диски расходятся спомощью возвратных пружин, расположенныхмежду силовыми цилиндрами.

Создавать тормоза (изнабора дисков пооче-редно соединенных сбарабаном колеса ивращающихся вместе сним)…………..С0883;н насаживать диски(на ось колеса непод-вижно);см создавать момент(силами трения междудисками при их прижа-тии друг к другу);в прижимать диски(при помощи силовыхцилиндров);н располагать цилин-дры (по окружностинеподвижной части ко-леса);с подавать давление(жидкости или газа изсистемы торможенияколес);н уменьшать давле-ние (в цилиндрах длярасжатия дисков с по-мощью возвратнойпружины);с располагать пружи-ны (между силовымицилиндрами).

9.4.5. В. Недостатки колесных тормозов.О. Недостатками колесных тормозов являются:1. Зависимость коэффициента торможенияот состояния поверхности ВПП;

2. Ограниченная энергоемкость, то есть ог-раниченная способность рассеивать энер-гию при торможении;

3. При перегревании тормозов падает тор-мозной момент, тормоза становятся мало-эффективными и возникает опасность ихвозгорания и разрушения.

Выявить недостатки(колесных тормозов)…………………В0113;в устранить зависи-мость (коэффициентаторможения от состоя-ния поверхности ВПП);н повышать энерго-емкость, (то есть уве-личивать способностьили устранять ограни-чения рассеиванияэнергии при торможе-нии);

171

с охлаждать тормоза(для повышения тор-мозного момента);а повышать эффек-тивность (тормозов);н устранять опас-ность (возгораниятормозов и их разру-шения) и т.д.

9.4.6. В. Управления тормозами колес.О. В зависимости от способа приведения тор-мозов в действие управление ими может бытьручное, ножное и комбинированное. На легкихсамолетах системы торможения кинематическисвязаны с педалями ножного управления. Этопозволяет разворачивать самолет поочереднымторможением одного из колес.На тяжелых самолетах торможение осуществля-ется гидросистемой, а тормоза колес включаютнажатием чашек педалей.

Приводить тормоза (вдействие либо ручным,ножным, либо комби-нированным способом)…………………П0443;н связывать кинема-тику (тормозов с нож-ной педалью управле-ния);с разворачивать са-молет (поочереднымторможением одногоиз колес на легких са-молетах);в осуществлять тор-можение (с помощьюгидросистемы на тяже-лых самолетах);н включать тормоза(колес путем нажатиячашек педалей).

9.5. Амортизаторы стоек шасси и их функции

Одним из основных элементов (или агрегатов) шасси самолета являютсяамортизаторы стоек шасси. Амортизатор воспринимает основную долю энер-гии удара самолета о землю (или о ВПП) и его свойства определяются выборомрабочего 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 по-вышенные требования:1. Поглощение энергии посадочного удара сминимальными перегрузками и плавнымнарастанием нагрузки на стойки шасси;

2. рассеивание возможно большей частиэнергии удара для уменьшения последую-щего подскока самолета;

3. малая зависимость от колебаний темпера-туры наружного воздуха, от измененияскорости движения и др. условий;

4. малое время возвращения в исходное по-ложение для восприятия повторных ударови т.д.

Поглощать энергию(посадочного удара сминимальными пере-грузками)……..П0339;Рассеивать часть(возможно большеэнергии удара дляуменьшения подскокасамолета)………Р0339.Уменьшать зависи-мость (от колебанийтемпературы наружно-го воздуха, от измене-ния скорости движенияи др.)………..…У0339;н изменять скорость(движения самолета).Сокращать время(возвращения аморти-затора в исходное по-ложение)………С0339;н воспринимать удар(повторный при посад-ке самолета).

9.5.2. В. Жидкостно-газовые амортизаторы.О. Жидкостно-газовый амортизатор состоит изстального цилиндра, в котором размещен пор-шень со штоком. У поршня-буксы размещеноуплотнение из кожаных (резиновых) манжет.Внутри цилиндра укреплена трубка с отверстия-ми – плунжер.Через зарядный штуцер в амортизатор заливаютмерное количество жидкости и заряжают газом.

представлять ци-линдр (стальной, в ко-тором размещен пор-шень со штоком)………..………П0350;н располагать пор-шень (со штоком).Размещать уплотне-ния (из кожаных илирезиновых манжет)………………….Р0350;н крепить трубку(внутри цилиндра с от-верстиями).Заливать жидкость(зарядный через шту-цер).…………….З0350;н заряжать плунжер(газом).

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

заполнять амортиза-тор (жидкостью какрабочим телом)..З0131;

173

его объем. Жидкость в таком амортизатореамортизирует удары при посадке, что в аморти-заторах жидкостно-газовых делает газ (поглоща-ет и рассеивает энергию).Амортизатор состоит из толстостенного цилинд-ра, внутри которого находится поршень сосквозными калиброванными отверстиями иштока. Отверстия имеют шариковые клапаны,закрывающиеся на обратном ходе поршня. Уп-лотнения обеспечивают герметичность.При обжатии жидкость перетекает из верхнейполости цилиндра через отверстия в нижнююполость. При этом энергия расходуется на пре-одоление гидравлического сопротивления жид-кости. Жидкостные амортизаторы применяют вшасси с рычажной подвеской. Они очень сложныв эксплуатации.

в применять жид-кость (как рабочее те-ло);см амортизироватьудар;н поглощать энергию(удара);см рассеивать энер-гию (удара);см представлять ци-линдр (толстенный споршнем со сквознымиотверстиями и што-ком);н калибровать отвер-стия (для использова-ния шариков как кла-панов, закрывающихсяна обратном ходепоршня);в закрывать отвер-стия (на обратном хо-де);н уплотнять стыки(обеспечивая герме-тичность);в преодолевать со-противление (жидко-сти);в применять аморти-заторы (в смеси с ры-чажной подвеской).

9.5.4. В. работа жидкостно-газового амортизато-ра.О. На прямом ходе шток жидкостно-газовогоамортизатора входит в цилиндр, а плунжер – вполость штока. При этом уменьшается внутрен-ний объем газовой полости, что сопровождаетсяувеличением давления и активному протеканиюжидкости вверх через калиброванное отверстие вдонышке плунжера.При обратном ходе под давлением газа шток вы-ходит из цилиндра, жидкость менее энергичнопротекает через отверстие в донышке плунжеравниз.Сила обжатия амортизатора складывается из сил,

Уменьшать объем(внутренний газовойполости)……….У0777;в увеличивать давле-ние (в полости цилин-дра амортизатора);н активизироватьпротекание (жидкостивверх через калибро-ванное отверстие в до-нышке плунжера);в складывать силы(обжатия амортизатораиз сил, преодолеваю-

174

преодолевающих давление газа, трения и сопро-тивления протоку жидкости.

щих давление газа).Преодолевать давле-ние (газа, трения и со-противления протокужидкости)……..П0777.

175

10. ТЕЗАУРУС НА ЖЕСТКОСТЬ И КОЛЕБАНИЕ ЧАСТЕЙСАМОЛЕТА

Любая конструкция под действием нагрузок деформируется. При про-стых деформациях сечения деталей имеют поступательные относительные пе-ремещения.

При сплошных деформациях кроме поступательных перемещений, сече-ния деталей поворачивается одно относительно другого.

Перемещенные нагрузки вызывают колебания элементов конструкцийсамолета.

Поэтому следует сформулировать главную функцию на эти явления сле-дующим образом:

Выявлять деформации (конструкции самолета под действием нагрузок)…………………………………………………………………………………..В0055.Основной функцией этих явлений следует считать:

Рассчитывать нагрузки (для выявления деформаций в конструкции са-молета)……………………………………………………………………….…Р0055.

И второстепенной (или вспомогательной) функцией этих явлений можносчитать:

Предусматривать конструкцию (самолета, способную противостоятьразрушению под действием нагрузок и различных колебаний) …П0055 и т.д.

Синонимы, ассоциации, вышестоящие и нижестоящие функции, сформу-лируем ниже в процессе анализа жесткости и колебаний частей конструкциисамолета.

10.1. Деформация крыла и ее функции

В крыле возникают деформации изгиба и кручения. Прогибы и узлы за-кручивания крыла могут быть рассчитаны обычными методами сопромата.

В зависимости от режима полета изменяются нагрузки, действующие накрыло. На самолетах со стреловидным крылом прогибы конца крыла во времяманевра составляют десятки сантиметров, а на тяжелом транспортном самолетедаже в горизонтальном полете величина прогиба крыла измеряется метрами.Сформулируем главную функцию деформации крыла:

Рассчитывать деформации (изгиба и кручения при проектированиикрыла)…………………………………………………………………………..Р0066.Основной функцией следует считать:

Использовать сопромат (для расчета деформации крыла)………..И0066.Вспомогательной функцией будем считать:

Определять нагрузки (действующие на крыло, в зависимости от режимаполета)…………………………………………………………………………О0066;

в изменять нагрузки (действующие на крыло при переборе вариантоврасчета 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 результатоврасчета его на прочность) и т.д.

10.2. Деформация оперения и ее функции

Деформации оперения возникают и протекают подобно деформации укрыла. жесткость конструкции оперения и крыла в вертикальной плоскостименьше 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 горизонтальнойплоскостях)……………………………………………………………………с0077;

в деформировать оперение (при моделировании прочностных расчетовна эвм или математическом моделировании);

н производить расчет (на жесткость оперения самолета);с добиваться устойчивости (от изгиба и кручения оперения при проч-

ностных 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 ив вертикальной плоскости (от нагрузок вертикального оперения). Жесткостьконструкции фюзеляжа в этих взаимно перпендикулярных плоскостях пример-но одинакова. Прогибы фюзеляжа меньше чем у крыла и оперения, так как же-сткость конструкции фюзеляжа выше жесткости крыла.

Главную, основную и вспомогательные функции для деформации фюзе-ляжа сформулируем следующим образом:Главная функция:

Изгибать фюзеляж (в отличие от крыла и оперения в вертикальной и го-ризонтальной плоскостях)……………………………………………………И0013.Основная функция:

Подбирать жесткость (фюзеляжа при расчетах при проектировании всоответствии с условиями эксплуатации и типом самолета в вертикальной и го-ризонтальной плоскостям) …..………………………………………………П0013.Вспомогательная (или второстепенная) функция:

Учитывать жесткость (фюзеляжа по вертикальной и горизонтальнойплоскостях при производстве прочностных расчетов)……………….всп. У0013;

в снижать уровень (деформации фюзеляжа, путем подбора соответст-вующих материалов и форм профилей и др.);

177

н обеспечивать жесткость (конструкции фюзеляжа, путем введения спе-циальных материалов и др.);

с упрочнять конструкцию (фюзеляжа через конструкцию каркаса, кон-фигурацию профилей и т.д.);

а уменьшать прогиб (фюзеляжа).

10.4. Вынужденные колебания частей самолетаи их функции

Переменные нагрузки вызывают колебания элементов конструкции само-лета с частотами, равными частотам возбуждающих переменных сил. Наиболееопасным является случай, когда частоты сил, возбуждающих колебаний оказы-ваются близкими или равными частотами собственных колебаний конструкцииили ее элементов. Возникающие при этом резонансные колебания характери-зуются резким увеличением их амплитуд, что может привести к разрушениюконструкции.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 резо-нансных амплитуд)……………………………………………………………О0089;

в возбуждать резонанс (от действий переменных нагрузок и возникно-вения 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 функцииО. К источникам переменных нагрузок, которыевызывают вынужденные колебания конструкцииотносят:1. Возмущения обтекающего самолет воз-душного потока вследствие собственнойтурбулентности атмосферы;

2. возмущения потока, возбуждаемые самимлетящим самолетом и действующие на не-го;

3. вибрации, создаваемые двигательной уста-новкой.

Относить источники(вынужденных колебанийк источникам переменныхнагрузок)…………………О0043;в возмущать поток (об-текающий самолет);н учитывать турбулент-ность (атмосферы);с возбуждать поток (са-мим летящим самолетом);а создавать вибрацию(двигательной установ-кой).

178

10.4.2. Резонансные колебания конструкции и его функцииО. Резонансное колебание конструкции устраня-ется выполнением конструкции самолета так,чтобы частота собственных колебаний конст-рукции была бы далеко от частот возбуждающихсил.

Устранять резонанс(конструкции совершен-ствованием конструкциисамолета)…………У0045;в снижать частоту (соб-ственных колебаний);н выполнять конструк-цию (самолета, так чтобычастота собственных ко-лебаний была бы далекоот частот возбуждающихсил);с рассчитывать конст-рукцию (самолета помаксимальному значениюрезонансного колебания);а возбуждать силы (воз-никающих от сил собст-венных колебаний).

10.5. Флаттер частей самолета и его функции

Флаттером называют самовозбуждающиеся колебания некоторых частейсамолета под действием возбуждающих аэродинамических сил в результате ихвзаимодействия с упругими и инерционными силами в конструкции. В этойсвязи следует формулировать функции: главную, основную и вспомогательную(или второстепенную) следующим образом:Главная функция:

Самовозбуждать колебания (частей самолета под действием возбуж-дающих аэродинамических сил при моделировании конструкции)………С0091.Основная функция:

Определять силы (аэродинамические, действующие на некоторые частисамолета при моделировании или натурном испытании)…………………...0091.Вспомогательная функция:

Рассчитывать результат (взаимодействия конструкции самолета с упру-гими инерционными силами)…………………………………………..всп. Р0091.

10.5.1. В. Возникновение флаттера.О. Флаттер характеризуется быстрым и вне-запным возрастанием амплитуды возникающихколебаний, а иногда и разрушением конструкциисамолета. Скорость, при которой возникаетфлаттер, называется критической скоростьюфлаттера. Она выше максимально допустимых вэксплуатации самолета скоростей полета. Само-

Характеризовать флат-тер (быстрым и внезап-ным возрастанием ампли-туды колебаний и разру-шением конструкции са-молета)……………Х0111;в называть амплитуду(возникающих колебаний

179

возбуждающиеся колебания типа флаттера раз-виваются за счет энергии набегающего потокавоздуха.

– флаттером);н возбуждать колебания(конструкции при испы-таниях);с разрушать конструк-цию (при возникновениибыстрого и внезапноговозрастания амплитудыколебаний при моделиро-вании);а превышать скорость(полета самолета для оп-ределения момента воз-никновения флаттера) ит.д.

10.5.2. В. Флаттер крыла.О. Флаттер крыла представляет наибольшуюопасность. Основными видами флаттера крылаявляются: изгибно – крутильный флаттер, свя-занный с изгибом и кручением крыла; изгибно –элеронный флаттер, сопровождающийся изги-бами крыла и отклонением элеронов.

Представлять опасность(возникновения флаттеракрыла)………….…П0333;в называть виды (флат-тера крыла: изгибно –крутильный, изгибно –элеронный);н связывать изгиб ( икручение крыла с изгибно– крутильным флаттером);с сопровождать откло-нение (колебания крылааприори при расчетах имоделировании).

10.5.3. В. Изгибно – крутильный флаттер крыла.О. Для рассмотрения схемы развития изгибно-крутильного флаттера крыла рассмотрим силы,действующие в сечении крыла. Каждое сечениекрыла характеризуется:1. Положением центра тяжести (Ц.Т.), где при-ложена сила тяжести;

2. положение центра жесткости (Ц.Ж.), где при-ложена сила упругости;

3. положение фокуса (F), где приложены прира-щения аэродинамических сил, действующихна крыло.

Рассматривать схему(изгибно – крутильногофлаттера)………….Р0314;в характеризовать сече-ние (крыла следующимиположениями);н прилагать силу (тяже-сти для определения по-ложения центра тяжести);с определять центр (же-сткости, где приложенасила упругости);а находить положение(фокуса – F, где приложе-ны приращения аэроди-намических сил, дейст-вующих на крыло);

180

см прилагать прираще-ния (аэродинамическихсил) и т.д.

10.5.4. В. Изгибно – элеронный флаттер крыла.О. При изгибно – элеронном флаттере крылоизгибается, не закручиваясь. Возмущающаясила, раскручивающая крыло, возникает за счетсамопроизвольных отклонений элерона.Для рассмотрения схемы развития изгибно – эле-ронного флаттера необходимо считать , что накрыле расположен плохо сбалансированный эле-рон, у которого центр тяжести расположен поза-ди от вращения. Предположим, что элерон аэро-динамически скомпенсирован , то есть его от-клонение не вызывает моментов аэродинамиче-ских сил, препятствующих этому отклонению.Предположим также, что возможно отклонениеэлерона при неподвижной ручке управления засчет упругости проводки управления и люфтов.

Изгибать крыло (при из-гибно – элеронном флат-тере, не закручивая егопри моделировании илинатурном испытании)……………………….И0315;в возбуждать отклоне-ния (за счет самопроиз-вольных отклонений эле-рона);н раскручивать крыло(возмущающей силой);с развивать флаттер (из-гибно – элеронный длярассмотрения схемы егоразвития);а считать элерон (плохосбалансированным, у ко-торого Ц.Т. расположенпозади от вращения);в скомпенсировать ди-намику (элерона аэроди-намически);н не вызывать моменты(аэродинамических сил);с отклонять элерон (принеподвижной ручке) и т.д.

10.5.5. В. Схема развития изгибно – крутильногофлаттера крыла.О. Предположим, что под действием какого –либо возмущения крыло с закрепленным непод-вижно элероном прогнулось вверх на величину

0Y , а затем его возмущение исчезло. На крылобудет действовать сила упругости УР , стремя-щаяся возвратить крыло в нейтральное положе-ние. Под действием силы УР , крыло начнет дви-гаться вниз, а возникшая в начале движения силаинерции JP , приложенная в центре тяжести, бу-дет закручивать крыло относительно его цен-тра тяжести. Угол атаки крыла iα будет отри-цательным, то есть (- iα ). Это изменение углаатаки вызовет дополнительную аэродинамиче-

Развивать схему (изгиб-но – крутильного флатте-ра)…………………Р0316;в прогибать крыло (с за-крепленным неподвижноэлероном вверх на вели-чину 0Y );н устранять возмуще-ние, (действующее накрыло);с возвращать крыло (внейтральное положение);а двигать крыло (внизпод действием УР );н закручивать крыло

181

скую силу аэрР , направленную вниз и приложен-ную в фокусе крыла, которая способствует дви-жению крыла вниз и его дальнейшему закручи-ванию. Когда крыло достигнет нейтрального по-ложения и сила УР станет равной нулю, крылопродолжит свое движение, а угол закручиванияего станет максимально отрицательным, то есть(- maxiα ).После того, как крыло, пройдя нейтральное по-ложение, начнет отгибаться вниз, возмущающаясила УР упругости начнет замедлять скоростьпрогиба крыла вниз, а сила инерции – уменьшатьзакрутку крыла, уменьшая угол атаки.С уменьшением угла атаки крыла будет умень-шаться сила аэрР и замедлять движение крылавниз. Крыло отогнется вниз. В зависимости отвеличины закручивания крыла и дополнитель-ной аэродинамической силы, прогиб крыла внизможет оказаться больше, чем начальный его от-гиб вверх. При движении крыла вверх картинаповторится, но величина отгиба крыла вверх бу-дет большей. Изгибающие колебания крыла бу-дут возрастать и приведут к быстрому разруше-нию конструкции крыла.

(возникшей в начале дви-жения силой инерции JP );см определить угол (ата-ки iα , он будет отрица-тельным, то есть - iα );в вызывать силу ( аэрР ,направленную вниз иприложенную в фокусекрыла);см устранять движение(крыла вниз и дальнейшееего закручивание);с приравнивать силы( УР - нулю, для определе-ния амплитуды движениякрыла);а максимизировать угол(закручивания до отрица-тельной величины, то есть- maxiα );с пройти положение(нейтральное для опреде-ления прогиба крылавниз);а замедлять скорость(прогиба крыла вниз);в уменьшать закрутку(крыла, уменьшая уголатаки);см уменьшать силу ( аэрР ,с уменьшением угла ата-ки крыла);в отгибать крыло (вниз);н дополнить силу (аэро-динамическую для опре-деления прогиба крылавниз);с увеличивать колеба-ния (крыла в месте изгиба…);а «разрушить конструк-цию» (крыла при модели-ровании динамическихиспытаний);

182

а повторить картину(всех испытаний при мо-делировании движениякрыла вверх) и т.д.

10.5.6. В. Схема развития изгибно-элеронногофлаттера крыла.О. Пусть в случае изгибно-элеронного флаттера,крыло под действием какого-то возмущенияпрогнулось вверх на величину y0 , а затем этовозмущение исчезло, и крыло было предостав-лено самому себе.Под действием силы упругости конструкциикрыла оно начнет двигаться к нейтральномуположению вниз от действия сил инерции ∆Piцентр тяжести элерона будет отставать от пере-мещения крыла, и элерон отклонится вверх. Этовызывает появление дополнительной аэродина-мической силы Pаэр , приложенной в фокусекрыла F и направленной вниз. Ее величина про-порциональна отклонению элерона 1Эδ . Эта силазаставит крыло пройти нейтральное положениеи отклонится вниз. Сила упругости Py будетпрепятствовать этому движению и тормозитьего. Возникшая при этом сила инерции ∆Pj нач-нет уменьшать отклонение элерона так, что вкрайнем нижнем положении крыла элерон ока-жется в нейтральном положении.Под действием силы упругости Py крыло начнетотклоняться, а сила инерции ∆Pj будет откло-нять элерон вниз.Появится аэродинамическая сила Pаэр , направ-ленная вверх, и картина флаттера повторится.Явление саморазвивающихся колебаний, когдакрыло изгибается и одновременно самопроиз-вольно отклоняются элероны, изменяя аэроди-намическую силу и все больше раскачивая кры-ло, называется изгибно – элеронным флатте-ром.

Прогибать крыло (вверхпод действием возмуще-ния)…...…………..П0317;в получить величину(y0);н снять возмущение (ипредоставить крыло са-мому себе);с двигать крыло (к ней-тральному положениювниз);а перемещать центр (тя-жести элерона для откло-нения его вверх);в вызывать силу (Pаэр –дополнительную);а прилагать силу (в фо-кусе крыла F и направлятьее вниз);с отклонять элерон (навеличину 1Эδ );н «заставлять» крыло(пройти нейтральное по-ложение и отклонятьсявниз);с тормозить крыло (си-лой упругости Py, препят-ствуя движению);в уменьшать силу (инер-ции ∆Pj для уменьшенияотклонения элерона);см повторить картину(при появлении аэроди-намической силы Pаэр, на-правленной вверх);в называть явление (са-моразвивающихся коле-баний – изгибно – эле-ронным флаттером);

10.5.7. В. Виды борьбы с изгибно – крутильнымфлаттером крыла.

Перемещать положение(центра тяжести сечений

183

О. Мерой борьбы с самоколебаниями типафлаттера является перемещение положенияцентра тяжести сечений вперед, чтобы он ока-зался впереди центра жесткости конструкции.При этом инерционные колебания будут зату-хать у крыла или элерона. С этой целью уста-навливают вдоль передней крышки крыла, эле-рона грузы – балансиры. Для борьбы с изгибно – крутильным (да и с из-гибно – элеронным) флаттерами крыла увеличи-вают жесткость на кручение и изгиб конструк-ции крыла, увеличивая толщину обшивки и сте-нок с поясами лонжеронов. Увеличивать критическую скорость флаттера,связанного с колебаниями рулей и элероновможно, установив специальные демпферы, гася-щие колебания.

вперед)……………П0318;в устанавливать центр(тяжести впереди центражесткости конструкции);н гасить колебания (укрыла и элерона);с устанавливать грузы –балансиры (вдоль перед-ней кромки крыла илиэлерона);см увеличивать жест-кость (на кручение и из-гиб конструкции крыладля борьбы с изгибно –крутильным флаттером);см увеличивать толщи-ну (обшивки и стенок споясами лонжеронов);см увеличивать ско-рость (критическуюфлаттера, связанного сколебаниями рулей и эле-ронов);

10.5.8. В. Меры борьбы с изгибно – элероннымфлаттером крыла.О. См п.7 (О).

см устанавливать демп-феры, (гасящие колеба-ния) и т.д.

10.5.9. В. Флаттер оперения.О. На оперении может возникнуть изгибно –рулевой флаттер, связанный с изгибом фюзе-ляжа и отклонением рулей, или изгибно – кру-тильно – рулевой флаттер, связанный с изгибоми кручением фюзеляжа и отклонением рулей.

Предусматривать изгиб(фюзеляжа и отклонениерулей)..…………..П0319;в учитывать флаттер(изгибно – крутильно –рулевой, связанный с из-гибом и кручением фюзе-ляжа и отклонением ру-лей);а связывать изгиб (икручение фюзеляжа с из-гибно – крутильно – руле-вым флаттером) и т.д.

10.5.10. В. Флаттер фюзеляжа.О. У самолетов, имеющих длинные фюзеляживозможен изгибно – тангажный флаттер, со-провождающийся изгибными деформациямифюзеляжа.

Рассчитывать флаттер(изгибно – тангажный длясамолетов, имеющихдлинные 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 горизон-тального оперения. При этом оперение начинает вибрировать, и амплитуды егоколебаний быстро нарастают.

Сформулируем главную, основную и второстепенную функции этогоявления: 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 баф-тинг. Первый проходит на больших околозвуко-вых скоростях полета, а второй при – полете набольших углах атаки. Бафтинг приводит к появ-лению остаточных деформаций, выходу из строяагрегатов и деталей, расположенных в зоне зна-чительной тряски, или даже к разрушению кон-струкции оперения.

Различать бафтинг (ско-ростной и не скоростной)……………………..Р0333;см вызывать вибрацию(конструкции оперения);в определять бафтинг(на больших околозвуко-вых скоростях и при по-лете при больших углахатаки);н устанавливать угол(атак для определениябафтинга);с измерять скорость (по-лета для выявления пер-вого бафтинга);а вычислить деформа-цию (для устранения баф-тинга);в устранять тряску (длясохранения агрегатов иузлов самолета, располо-женной в ее зоне);разрушать конструкцию(при натурном или элек-тронном моделировании ииспытании конструкции

185

самолета для определенияприроды возникновениябафтинга) и т.д.

10.6.2. В. Скорость развития бафтинга.О. Срывные вибрации выявляются в процессеиспытаний готового самолета. Поэтому бафтингоперения и других частей самолета устраняют впроцессе доработок конструкции и аэродина-мики самолета ограничений режимов полета.

Испытывать самолет (навыявление срывной виб-рации).……….…...И0334;в устранять бафтинг (впроцессе доработок);н ограничивать режимы(полета);с дорабатывать конст-рукцию (самолета и егоаэродинамику);а уменьшать скорость(развития бафтинга кон-струкции оперения припроизводстве аэродина-мических расчетов).

10.6.3. В. Меры борьбы с бафтингом.О. С вибрациями от двигателей борются с по-мощью амортизаторов. Это уменьшает уровеньвозбуждающих переменных сил.

применять амортизато-ры (для борьбы с бафтин-гом).………………П0335;см устранять вибрацию(от двигателей с помощьюамортизаторов);в уменьшать уровень(возбуждающих перемен-ных сил);н не допускать вибра-цию (от двигателей путемустановки амортизаторов)и т.д.

10.7. Колебания «ШИММИ» передней стойки шассии их функции

«ШИММИ» – это самовозбуждающиеся колебания передней стойки шас-си относительно ее оси при движении самолета по аэродрому с большой скоро-стью. колебания типа «шимми» возникают вследствие совместных колебанийколеса относительно оси стойки, являющейся осью, вокруг которой может по-ворачиваться 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» переднейстойки шасси.О. возникновение колебаний типа «шимми»,скорость движения самолета, при которой онипоявляются, зависят от инерционных сил коле-бающихся масс, жесткости пневматика и кон-струкции шасси, от нагрузки на колесо, дефор-мации пневматика, от коэффициента тренияпневматика о взлетно – посадочную полосу аэ-родрома и т.д.

рассматривать схему(развития «шимми»при возникновении ко-лебаний…)..…..Р0405;в устанавливать при-чины (возникновения«шимми»);н устранять инерцию(колебающихся масс);с регулировать жест-кость (пневматика);а ужесточать конст-рукцию (шасси);в снижать нагрузки(на колеса шасси, пу-тем регулированиядавления в пневматике,в стойках и т.д.);см снижать коэффи-циент (трения пневма-тика о впп) и т.д.

10.7.2. В. Меры борьбы с колебаниями типа«шимми».О. Удобным и эффективным средством борьбы с«шимми» является установка на переднейстойке шасси демпферов – гасителей колеба-ний. чаще применяют гидравлические гасителиколебаний поршневого типа.

устанавливать демп-феры – гасители (ко-лебаний)……….У0406;в применять гасители(колебаний);н компенсировать ко-лебания (методом ус-тановки демпферов);с совершенствоватьконструкцию (шасси,способную противо-стоять «шимми»);а ужесточать требо-вания (к конструкциишасси).

187

11. ТЕЗАУРУС НА СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА

Основным агрегатом любого самолета, то есть его силовой установкойявляется авиационный двигатель, предназначенный для получения силы тяги,потребной для создания подъемной силы крылом самолета.

Авиационная силовая установка включает в себя следующие составляю-щие элементы (агрегаты): двигатель, движитель, входное и выходное устройст-во, обеспечивающие работу двигателей – системы.

Сформулируем все необходимые функции конструктивно – технологиче-ского характера на силовые установки в соответствии с законами и правиламиразработки информационного тезауруса.

11.1. Требования к силовым установкам и их функции

К авиационным силовым установкам (в дальнейшем авиационным двига-телям) на производстве и в эксплуатации предъявляются следующие требова-ния:1. Создание заданной тяги или мощности для получения необходимых лет-но – технических данных летательного аппарата.

2. Возможно оптимальная (наименьшая) удельная масса, то есть отношениемассы двигателя к его тяге и максимально возможная экономичность, тоесть минимально удельный расход топлива – отношение расхода топливак тяге двигателя.

3. Максимально возможная лобовая тяга, то есть отношение тяги двигателяк его поперечной площади.

4. Простота конструкции, технологичность в производстве, использованиеменее дефицитных доступных материалов.

5. Высокие эксплуатационные качества: максимально возможный ресурсработы, 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 посто-ронних предметов (пыли, льда, птиц и др.).

8. Обеспечивать контроль и регистрацию на земле и в воздухе всех техни-ческих параметров, характеризующих рабочее состояние двигателей.

9. Эффективно и надежно работать на всех режимах полета, в различныхклиматических условиях и т.д.На основании выше изложенного сформулируем основные функции си-

ловых установок летательного аппарата.Главная функция: Создавать тягу (для получения необходимых летно –технических характеристик ЛА) …………………………………………С0401.Основная функция: Развивать мощность (достаточную для обеспечениядвижения 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 идвижение в атмосфере, посадку и т.д.);н экономить расход (топлива – отношение расхода топлива к тяге двигате-ля);с оптимизировать отношение (тяги двигателя, то есть иметь максимальновозможную лобовую тягу – отношение тяги двигателя к его поперечнойплощади);а использовать материалы (для конструкции двигателя менее дефицит-ные);а изменять режим (работы быстро и эффективно в процессе летной экс-плуатации);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 – техни-ческих условиях и условиях эксплуатации) и т.д.

11.2. Типы двигателей и их конструктивные функции

В силовых установках летательных аппаратов применяются двигателиследующих 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: жидкостныеи воздушные.

Воздушно – реактивные двигатели (ВРД) в зависимости от способа сжа-тия 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 ком-

прессорные и бескомпрессорные двигатели) ………………………………Д0404.Относить степень (сжатия и способ сжатия к группе воздушно-

реактивных двигателей)………………………………………………………О0405;см рассматривать способ (тяги компрессорных ВРД как деление: на од-

ноконтурные турбореактивные двигатели; турбореактивные двухконтурные итурбовинтовые двигатели).

Применять компоненты (топлива двигателей: твердотопливные и жид-костные) …………………………………………………………………….…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 ха-

рактеристик);н перемещать аппарат (в пространстве: воздушном, космическом или

на аэродроме);с обеспечивать движение (ЛА в пространстве);а преодолевать притяжение (земное, обеспечивая движение ЛА в про-

странстве) и т.д.

11.2.1. В. Турбореактивные двигатели.О. В турбореактивных двигателях (ТРД) рабо-чий цикл состоит из: сжатия атмосферноговоздуха во входном устройстве и компрессоре,нагреве этого воздуха в камере сгорания путемсжигания топлива, расширения горячих газов втурбине и выходном устройстве.ТРД имеют невысокую эффективность работыпри дозвуковых скоростях полета и небольшуювзлетную тягу, что удлиняет взлетно-посадочнуюполосу.ТРДД представляет собой турбовинтовой двига-тель (ТВД), установленный в концевом канале –втором контуре, в котором воздушный винт за-менен малогабаритным, легким и высокооборот-ным вентилятором. В ТРДД тяга создается в двухконтурах, поэтому КПД его очень высок.

Сжимать воздух (ат-мосферный во входномустройстве и компрес-соре)…………..С0408.Сжимать топливо (вкамере сгорания)…………………С0409.Расширять газ (в тур-бине и выходном уст-ройстве)....…….Р0408;см иметь эффектив-ность (в соответствиис требования ТТД);см обеспечивать тягу(для обеспечения поле-та ЛА);с оптимизироватьдлину (взлетно-

190

посадочной полосы).Представлять двига-тели (турбовинтовой,установленный в кон-цевом канале - второмконтуре)…….…П0408;в заменять винт (ма-логабаритным венти-лятором);н применять венти-лятор (высокооборот-ный);с повышать коэффи-циент (полезного дей-ствия двигателя);а создавать тягу (вконтурах ТРДД) и т.д.

11.2.2. В. Турбовинтовые двигатели.О. Сочетание турбореактивных двигателей своздушным винтом привело к созданию турбо-винтовых двигателей (ТВД).При малых дозвуковых скоростях полета турбо-винтовой двигатель является наиболее эконо-мичным из компрессорных ВРД. Но в связи сбольшой массой (весом) вытеснен турбореактив-ным двухконтурным двигателем.

Сочетать конструк-цию (турбореактивныхдвигателей с воздуш-ным винтом)..…С0409.Совмещать движи-тель (воздушного вин-та с работой реактив-ной турбины).…С0410;с снижать массу (тур-бовинтового двигате-ля);в повышать надеж-ность (мощность иэкономичность ВРД);а экономить топливо(при использованииВРД на самолетах сдозвуковой скоростьюполета);н вытеснять двигате-ли (ВРД в связи с ихбольшой массой);в применять двига-тель (турбореактивныйдвухконтурный из-заменьшей его массы) ит.д.

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

Использовать карбю-ратор……….…И0410;

191

ся карбюраторные и дизельные. Мощность иэкономичность двигателей зависит от степенисжатия топливовоздушной смеси. Но макси-мальная величина давления ограничена усло-виями прочности и опасностью взрывного сго-рания – детонацией.

с применять пор-шень;см обеспечивать сте-пень (сжатия топлив-ной смеси);а ограничивать дав-ление (по максимумуиз-за условия прочно-сти);в устранять сгорание(детонацией или взры-вом);н повышать эконо-мичность (двигате-лей).

11.2.4. В. Размещение двигателей на самолете.О. Рациональное размещение двигателей впроцессе проектирования самолета находят изусловия получения наименьшей массы конст-рукции 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.

Находить условие(удобства эксплуата-ции, наименьшей мас-сы конструкции, наи-меньших потерь тяги)…………………Н0411;в проектировать раз-мещение (двигателейиз условий удобстваэксплуатации);н предусматриватьудобство (эксплуата-ции и техобслужива-ния);см устранять потери(тяги и др.)с размещать двигате-ли;см предусматриватьнавес (двигателей поди над крылом).

11.2.5. В. Размещение двигателей под крылом.О. Во всех схемах с установкой двигателей накрыле имеет место разгрузка крыла в полетена величину массы двигателей.При размещении двигателей под крылом в гон-долах уменьшают интерференцию и лобовоесопротивление улучшают использование скоро-стного напора.

Разгружать крыло (вполете на величинумассы двигателя)...……………….Р0412;в уменьшать интер-ференцию (и лобовоесопротивление);в улучшать использо-вание (скоростногонапора);

192

см использовать на-пор (скоростной дляулучшения его эффек-та).

11.2.6. В. Размещение двигателей на крыле и подкрылом на пилонах.О. Пилонная подвеска двигателей менее удач-на при резких поворотах и кренах, при переме-щении по земле и при аварийной посадке, ноимеет и преимущества: короткие воздухозабор-ники, отказ одного двигателя не влияет на работудругому двигателю, удобный подход к двигате-лю и его замена.

Сохранять автоно-мию (работы двигате-ля, то есть отказ одно-го двигателя не влияетна работу другого)…………………С0412;в подвешивать двига-тели;н укорачивать возду-хозаборники;с иметь преимущест-ва;а обеспечивать удоб-ство (обслуживания иремонта).

11.2.7. В. Размещение двигателей у корня крыла.О. Аэродинамическое сопротивление двигате-лей, размещенных у корня крыла меньше, чему двигателей, расположенных на крыле, подкрылом и на конце крыла. Но такая установказатрудняет техническое обслуживание иуменьшает площадь механизации крыла.

уменьшать сопротив-ление (аэродинамиче-ское) …………У0412;в располагать двига-тель (у корня крыла);н улучшать качество(аэродинамическое);с совершенствоватьобслуживание (техни-ческое);а экономить площадь(механизации крыла).

11.2.8. В. Размещение двигателей внутри хвосто-вой части фюзеляжа.О. Размещение двигателей внутри хвостовойчасти фюзеляжа мало ухудшает аэродинамикусамолета, но снижает тягу, в связи с увеличени-ем потерь скоростного напора в длинных подво-дящих воздушных каналах.

не ухудшать аэроди-намику (самолета срасположением двига-телей внутри хвосто-вой части фюзеля-жа)………..……Н0413;в обеспечивать аэро-динамику (самолета);н снижать потери(скоростного напора вдлинных каналах).

11.2.9. В. Размещение двигателей на хвостовойчасти фюзеляжа.О. Размещение двигателей на хвостовой частиулучшает аэродинамику крыла, позволяет ис-пользовать средства механизации крыла, облег-

Улучшать использо-вание (средств меха-низации ДУ на хвосто-вой части крыла)…………………У0413.

193

чить обслуживание двигателей и повысить по-жарную безопасность самолета при авариях. Та-кое размещение улучшает комфорт пассажиров врезультате уменьшения шума и вибрации от ра-боты двигателя.Важным недостатком этой схемы является утя-желение конструкции, из-за отсутствия разгруз-ки крыла и усиления хвостовой части фюзеляжа.

совершенствовать аэ-родинамику (крыла)…………………С0413;н облегчать обслужи-вание (двигателей);н повышать безопас-ность (пожарную са-молета при авариях);с уменьшать шум (ивибрацию от работыдвигателя);в облегчать конст-рукцию (при проекти-ровании загрузки кры-ла);а усиливать часть(хвостовую фюзеляжа).

11.2.10. В. Размещение турбореактивных двига-телей.О. Турбореактивные двухконтурные двигателис большой степенью двухконтурности, когдаувеличивается диаметр вентилятора рациональ-ней размещать под крылом на пилонах.

рационализироватьразмещение (двигате-лей под крылом на пи-лонах)….………Р0414;в увеличивать диа-метр (вентилятора);н совершенствоватьстепень (двухконтур-ности ТРДД) и т.д.

11.2.11. В. Размещение турбовинтовых двигате-лей.О. Турбовинтовые двигатели из-за наличиявоздушных винтов устанавливают в переднейчасти фюзеляжа и на крыле самолета.

устанавливать двига-тели (турбовинтовые впередней части само-лета) .…………У0414;см размещать двига-тели (турбовинтовые)и т.д.

11.3. Гондолы двигателей и их функции

При внешнем размещении двигателей на самолете его заключают в удо-бообтекаемую гондолу. Это улучшает аэродинамические формы самолета,обеспечивает организацию входа воздуха и выхода газов, защищает силовуюустановку от атмосферных осадков, пыли и пр. Следовательно основные конст-руктивные функции следует сформулировать так:Главная функция:

Предохранять двигатель (от внешних условий и воздействий)………………………………………………………………………………….П0420.Основная функция:

194

Совершенствовать обтекаемость (конструкции двигателя с цельюулучшения аэродинамических качеств) ……………………………………С0421.Второстепенная функция:

Защищать установку (силовую от атмосферных осадков, пыли идр.) ……………………………………………………………………..…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 мож-но сформулировать следующим образом:1. Правильно организовать вход воздуха в дви-гатель с минимальными потерями скоростно-го напора;

2. Создавать минимальное лобовое сопротив-ление и хорошую внутреннюю герметич-ность;

3. Обеспечивать необходимую прочность и же-сткость при минимальной массе;

4. Обеспечивать хороший доступ к двигателюпри его обслуживании.

Организовывать вход(воздуха в двигатель)…………………О0422;в минимизироватьпотери (скоростногонапора воздуха);см минимизироватьсопротивление (лобо-вое);н сохранять герме-тичность (внутрен-нюю);с увеличивать проч-ность (при минималь-ной массе конструк-ции);а обслуживать двига-тель (при максималь-ном удобстве подходак нему) и т.д.

11.3.2. В. Конструктивно-силовые схемы гондол.О. Конструктивно-силовую схему гондол выби-рают в зависимости от величины и характеранагружения. На скоростных самолетах приме-няют панельную конструкцию гондол, а на тяже-лых – каркасную.

Выбирать схему (кон-структивно-силовую взависимости от вели-чины и характера на-гружения)……..В0422;в нагружать конст-рукцию (гондолы помаксимальной величи-не при моделированиии др.);н определять величи-ну (нагружения);с применять конст-рукцию (гондол наскоростных самолетахв виде панелей);

195

а использовать кар-кас (на тяжелых само-летах);см использовать кон-струкцию (гондол взависимости от типасамолета) и т.д.

11.3.3. В. Панельная схема гондол.О. Панельная конструкция представляет собойсиловую оболочку, образованную из отдельныхжестких панелей, соединенных между собойстяжными лентами, замками, штырями. Та-кая конструкция передает все нагрузки на кар-кас самолета.Панельная гондола состоит из средней силовойчасти, состоящей из нормальных и силовыхшпангоутов и закрепленных на них панелях,входного и выходного устройств, закрепленныхна силовых шпангоутах средней части, откидныхи съемных люков для обслуживания двигателей.

Образовывать обо-лочку (силовой конст-рукции - панель)……...…………………О0425;в соединять элементы(стяжками, лентами,замками, штырями);н передавать нагрузки(на каркас самолета);с составлять гондолу(из средней части,нормальных и силовыхшпангоутов);а закреплять части(через силовые шпан-гоуты);см иметь люки (об-служивания двигате-лей).

11.3.4. В. Каркасная схема гондол.О. Каркасная конструкция гондол состоит изсилового каркаса и съемных или откидныхкрышек капота, с тонкой обшивкой, прикреп-ленной к каркасу на быстроразъемных соедине-ниях. Нагрузки от капотов передаются через уз-лы крепления на каркас самолета.

Составлять каркас(силовой, съемных илиоткидных крышек ка-пота с тонкой обшив-кой)………….…С0426;в прикреплять каркас(на быстроразъемныхсоединениях);н передавать нагруз-ки (через узлы крепле-ния на каркас самоле-та);с проектировать гон-долу (в виде каркаса) ит.д.

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

предусматривать пе-регородки (титановыепротивопожарные)…..……………..…..П0426;в предупреждать по-

196

щей стали. жар (в гондоле);н изготавливатьчасть (хвостового от-сека из нержавеющейстали);с ограждать двига-тель (от пожара специ-альными перегородка-ми из титана или не-ржавеющей стали).

11.4. Конструкция крепления двигательной установкии ее функции

Конструкция крепления двигателей передает все силовые факторы отдвигателя, 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 по-вреждений в момент эксплуатации) …………………………………всп.С0430;

в воспринимать усилия (от двигателей, воздушного винта, гондолна конструкцию самолета) и т.д.

11.4.1. В. Требования к конструкции креплениядвигательной установки.О. Крепление двигателя должно восприни-мать нагрузки, возникающие в полете; погло-щать вибрации двигателя и воздушного винта;быть прочным и жестким при минимальноймассе; компенсировать температурные дефор-мации корпуса двигателя; обеспечивать удобствомонтажа и демонтажа двигателя.

Принимать нагрузки(возникающие в поле-те)……….……..П0431;в поглощать вибра-цию (двигателя);см обеспечиватьпрочность – жест-кость (конструкциипри малой массе);н иметь массу (мини-мальную);с компенсировать де-формации (корпусадвигателя);см обеспечивать удоб-ство (монтажа и де-монтажа двигателя);

11.4.2. В. Конструктивные схемы крепления дви-гателей.

Различать конструк-цию (крепления двига-

197

О. Конструктивные схемы крепления двигателяи конструкции самолета зависят от типа двига-теля, его конструкции и от места установкидвигателя на самолете.

теля от типа двигателя)…………….……Р0432;в крепить двигатель(в зависимости от егоконструкции и типа);н устанавливать дви-гатель (в соответствииот места, предусмот-ренного конструктор-ской документацией) ит.д.

11.4.3. В. Конструкция крепления двигателейвнутри фюзеляжа.О. Внутри фюзеляжа двигатель крепится с по-мощью тяг и узлов к силовым шпангоутамфюзеляжа. Фюзеляж делают разъемным. Двига-тель закатывают внутрь фюзеляжа, для чего накорпусе компрессора имеются ролики, а внутрифюзеляжа предусматривают направляющиерельсы.Переднее крепление двигателя состоит из верх-него узла – штыря, воспринимающего силу тягидвигателя и боковых тяг, несущих вертикальныенагрузки. Заднее крепление двигателей – тандер-ное (регулируемые тяги) воспринимает боковыеи вертикальные нагрузки.Форсажная камера при нагреве перемещается впродольном направлении (при помощи роликовпо рельсам) и в поперечном.

Использовать шпан-гоуты (силовые длякрепления двигателя спомощью тяг и узлов)…………………И0433;в предусматриватьфюзеляж (разъемнымпо конструкции);н закатывать двига-тель (внутрь фюзеляжапо направляющимрельсам);с иметь ролики (длязакатки двигателявнутрь фюзеляжа);а составлять крепле-ние (двигателя изверхнего узла – штыряи др.);см воспринимать си-лу (тяги двигателя);с нести нагрузки (вер-тикальные, боковые ипр.)а регулировать тяги(тандеры двигателей);н перемещать камеру(форсажную в про-дольном направлении);а направлять камеру(при помощи роликовпо рельсам) и т.д.

11.4.4. В. Пилонная подвеска двигателей подкрылом.О. При размещении турбореактивных двигателей

Размещать двигатель(типа ТРД под крыломна пилонах)..…..Р0434;

198

под крылом его можно крепит к пилону с по-мощью вильчатых узлов на корпусе двигателя.Заднее крепление обеспечивает возможностьтемпературного расширения двигателя. Пилонпредставляющий собой профилированную балку,закрепленную к силовым элементам крыла припомощи вильчатых кронштейнов. Такая подвескадопускает быстрый монтаж (демонтаж) гондолывместе с двигателем.

см применять узел(вильчатый);см предусматриватьрасширение (темпера-турное);н представлять пилон(как профилированнуюбалку);в закреплять пилон (ксиловым элементамкрыла);с использовать вилку(в виде кронштейна -силового элемента);а допускать монтаж-демонтаж (гондолвместе с двигателем).

11.4.5. В. Крепление двигателя на горизонталь-ном пилоне.О. Крепление двигателя на горизонтальном пи-лоне применяется при расположении двигате-лей на хвостовой части фюзеляжа. Двигателькрепится к пилону в двух местах: по переднейбалке и на задней при помощи шкворней и же-стких регулируемых тяг. Тяги соединяются скронштейнами на двигателях и пилоне.

Устанавливать дви-гатель (на хвостовуючасть фюзеляжа)……………………У0435;в располагать пилон(горизонтальный вхвостовой части фюзе-ляжа);н крепить пилон (попередней балке);см использоватьшкворни (и регули-руемые тяги);с соединять тяги (скронштейнами на дви-гателях и пилоне).

11.4.6. В. Крепление сдвоенных двигателей нагоризонтальном пилоне.О. Крепление сдвоенных двигателей в сдвоен-ной гондоле расположенной на хвостовой частифюзеляжа представляет собой подвеску каж-дого двигателя на четырех опорах, три из ко-торых расположены на передней и одна на зад-ней двухарочных балках силовой части. Перед-нее крепление средних узлов воспринимает тягуи боковые нагрузки от силы тяги при эволюцияхсамолета. Два боковых передних узла (передниеамортизаторы-подкосы) воспринимают силу тя-жести двигателя и крутящий момент от его рото-

Представлять под-веску (каждого двига-теля на четырех опо-рах)…………….П0436;см располагать гон-долу (на четырех опо-рах);см размещать опоры(три на передней и од-ну на задней двухароч-ных балках силовойчасти);см воспринимать на-

199

ров и боковой нагрузки.Внутри подкосов смонтированы резинометалли-ческие амортизаторы, воспринимающие верти-кальные и боковые нагрузки.

грузки (и тягу от силытяги двигателя в зави-симости от модели игода выпуска самолетаи при эволюциях само-лета);с монтировать амор-тизаторы ( - подносырезинометаллическойконструкции);а применять аморти-заторы (резинометал-лические) и т.д.

11.4.7. В. Крепление турбовинтового двигателяпри помощи стержневой фермы на крыле.О. Крепление ТВД при помощи стержневой про-странственной фермы на крыле выполняют припомощи передних и задних демпферов с под-косами и противопожарной перегородкой. Всясистема монтируется на переднем лонжеронекрыла.

Выполнять крепле-ния (ТВД при помощистержневой простран-ственной формы)……………………В0437;см использовать фор-му (пространственнуюна крыле);в предусматриватькрепление (ТВД припомощи передних изадних демпферов сподкосами);н монтировать двига-тель (ТВД на переднемлонжероне крыла).

11.4.8. В. Ферменно-балочная схема креплениядвигателей.О. Ферменно-балочная конструкция крепленияТВД выполняется при помощи балок истержней-подкосов. Амортизацию работы дви-гателей осуществляют подкосы-демпферы.

Применять конст-рукцию (крепленияТВД – ферменно – ба-лочную)……..П0438;см выполнять крепеж(ТВД с помощью фер-менно – балочной кон-струкции);см использоватьстержни – подкосы(для крепления);с амортизировать ра-боту (двигателей спомощью подкосов –демпферов);а осуществлять амор-тизацию (работы дви-

200

гателей подкосами –демпферами).

11.4.9. В. Амортизация крепления двигателей.О. Амортизаторы выполняются в виде подко-сов-демпферов и резинометаллических поду-шек. Амортизатор-демпфер состоит из резино-вых дисков и распорных втулок смонтированныхна стержне.Стержень заканчивается резьбовыми наконечни-ком в виде вильчатого узла, для регулированияположения двигателя на ферме крепления. Стер-жень с резиновыми дисками и металлическимивтулками расположен внутри корпуса-стакана сзамкнутым цилиндрическим пространством.Корпус имеет на конце вильчатый узел для креп-ления на двигатели. Демпфирование – амортиза-ция происходит за счет обжатия резиновых дис-ков при перемещении стержня внутри корпуса –стакана.Амортизатор в виде резиновых дисков, распор-ных втулок и втулочного резинового амортиза-тора монтируют в металлическом корпусе.Амортизатор помещают в узле фермы креплениядвигателя и закрепляют на цапфе двигателястяжной гайкой.

Амортизировать дви-гатели (самолета поотношению всей кон-струкции)……..А0439;в составлять аморти-затор – демпфер (изрезиновых дисков ираспорных втулок);н заканчивать стер-жень (резьбовым на-конечником);с регулировать поло-жение (двигателя поформе крепления);а располагать стер-жень (с резиновымдиском внутри корпуса– стакана …);н иметь узел (вильча-тый для крепления надвигатели);с обжимать диски(при перемещениистержня внутри корпу-са – стакана);а монтировать амор-тизатор (в виде рези-новых дисков, распор-ных втулок и т.д.);н помещать аморти-затор (в узле фермыкрепления двигателя);см использовать цап-фу (для закрепленияамортизатора в узлефермы) и т.д.

11.5. Входные устройства силовых установоки их функции

Входные устройства предназначены для подвода потребного количествавоздуха к компрессору двигателя. во входном устройстве и воздухозаборникеэнергия скоростного напора преобразуется в энергию давления воздуха передкомпрессорами 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 сле-дующие условия:1. Наилучшее использование скоростного на-пора воздуха;

2. Обеспечение двигателя потребным количе-ством воздуха на всех режимах работы;

3. Создание равномерных полей скоростей идавлений потока на входе в компрессор дви-гателя;

4. Обеспечение охлаждения двигателя и егоагрегатов;

5. Обеспечение минимального лобового со-противления при малой массе, простотаконструкции и регулирования.

Выполнять условия(безопасной эксплуата-ции)…………....В0440;в использовать ско-рость (воздуха и егонапор);в направлять воздух(к двигателю в потреб-ном количестве);см обеспечивать по-требление (воздуха внужных количествах);в создавать поля (ско-ростей равномерно идавления потока навходе в компрессор);в охлаждать двига-тель (и его агрегаты);см обеспечить мини-мум (лобового сопро-тивления);н снижать массу;н упрощать конст-рукцию (и регулиро-вание) и т.д.

11.5.2. В. Схемы входных устройств.О. На самолетах применяются следующие схемы(виды) входных устройств:1. Осесимметричные (центральные или лобо-вые). То есть размещенные по оси симметриисамолета или оси гондолы и боковые (крыль-евые);

2. нерегулируемые либо регулируемые, тоесть воздухозаборники, внутренняя геометриякоторых постоянна или изменяется в зависи-мости от условий полета;

3. дозвуковые и сверхзвуковые.

Осесимметрироватьустройство (входное)…….…………..О0440;в располагать устрой-ство (входное – цен-тральное или лобовоепо оси симметрии са-молета и т.д.);н связывать симмет-ричность (схемывходных устройств сосью самолета и его

202

агрегатов).Регулировать устрой-ства (входные в зави-симости от внутреннейгеометрии воздухоза-борника)….……Р0441;н изменять геомет-рию (воздухозаборни-ка в зависимости от ус-ловий полета).Проектировать фор-му (воздухозаборникав соответствии с усло-виями: υпол<а или υ>a,то есть дозвуковымиили сверхзвуковыми)…………………П0472.

11.5.3. В. Лобовые воздухозаборники.О. Лобовые (осесимметричные) входные устрой-ства в фюзеляже и в гондолах имеют круглуюили овальную форму. Они непосредственно со-единяются с компрессором двигателя, поэтомуимеют малую массу, малые потери давления.

Иметь форму (круг-лую или овальную вгондолах)……...И0473;в соединять двига-тель (с компрессором);см иметь массу (ма-лую);см иметь потери (дав-ления малые);н концентрироватьпоток (воздуха для по-дачи в компрессор дви-гателя).

11.5.4. В. Боковые входные устройства.О. При размещении двигателя внутри фюзеляжаприменяют заборники по бокам фюзеляжа (бо-ковые). Это уменьшает длину воздушных кана-лов, внутренние потери и высвобождает объемносовой части для размещения оборудования.Эффективность боковых заборников меняетсяпри косом обдуве воздушным потоком, крометого, один из них затеняется фюзеляжем при вы-полнении маневра самолетом. По форме боковыевходные устройства могут быть полукруглыми,плоскими и совковыми.

Высвобождать объем(носовой части дляразмещения оборудо-вания) …………В0474.Уменьшать длину(воздушных каналов ивнутренние потери)……………………У0474;в применять воздухо-заборники (боковые);н размещать двигате-ли (внутри фюзеляжа).Менять обдув (при ко-сом воздушном потоке)………………..М0474.Изменять эффектив-

203

ность (боковых воз-дхозаборников при ко-сом обдуве воздушнымпотоком)………И0474.Снижать эффектив-ность (боковых забор-ников при выполненииманевра самолетом)…………………....С0474;см иметь форму (по-лукруглую, плоскую исовковую).

11.5.5. В. Дозвуковые входные устройства.О. Дозвуковые входные устройства представля-ют собой расширяющийся канал – дозвуковойдиффузор с плавным очертанием входных кро-мок. Скругленные входные кромки воздухоза-борника обеспечивают безотрывное течение по-тока в канале. В диффузоре скорость потокауменьшается и увеличивается давление. Воздухсжимается вследствии его торможения передвходом в компрессор.

Изображать диффузор(расширяющийся каналдозвукового устройст-ва) ……………..И0475;см обеспечивать те-чение (потока воздухабезотрывное – в кана-ле);н уменьшать ско-рость (потока);н увеличивать давле-ние.Сжимать воздух(вследствие его тормо-жения перед входом вкомпрессор)..…С0475;см. направлять поток(воздуха к компрессо-ру).

11.5.6. В. Сверхзвуковые входные устройства.О. Сверхзвуковое входное устройство представ-ляет собой сверхзвуковой диффузор – сужаю-ще – расширяющийся канал, торможениесверхзвукового потока в котором осуществляетсяв системе скачков. Конструктивные элементывоздухозаборника для создания косых скачковуплотнения называют генераторами скачков. Ге-нераторы применяются в виде конусов, полуко-нусов, клиньев. Сверхзвуковое входное устрой-ство состоит из внутреннего конуса и обечайки сострой передней кромкой. При обтекании конусапоток меняет направление, образуется косой ска-чок уплотнения, в которой скорость падает, адавление повышается.

см Представлять ка-нал (сужающе – рас-ширяющийся – сверх-звуковой диффузор).Тормозить поток(сверхзвуковой в сис-теме скачков)....Т0476;в осуществлять ска-чок (в сверхзвуковомпотоке);н называть генератор(скачков уплотнения –воздухозаборником);с составлять устрой-ство (входное – сверх-

204

звуковое из внутренне-го конуса и обечайки);а менять направление(потока при обтеканииконуса);см образовывать ска-чок (уплотнения – ко-сой);н снижать скорость (идавление повышать);см повышать давле-ние (потока).

11.5.7. В. Конструкция дозвуковых воздухоза-борников.О. Конструкция воздухозаборников и воздуш-ных подводящих каналов образуется из конст-руктивных элементов фюзеляжа, крыла илигондол двигателя. Части каркаса изготавливаютс учетом аэродинамических, тепловых и вибра-ционных нагрузок входного устройства. Обводыканала выполняют без крутых поворотов, резко-го изменения миделя канала, заключенные со-единения и все стыки герметизируются. Участоквоздушного канала перед двигателем делаетсяпрямоугольным. Входное устройство дозвуковое«настраивают» на наивыгоднейшие условия ра-боты: на хвостовой части фюзеляжа боковыедвигатели отодвигают от борта (подвешивают напилоне) и приподнимают вверх на один – дваградуса и разворачивают к борту на два – триградуса.

Образовывать возду-хозабор (из воздушныхподводящих кана-лов)…..………..О0476.Определять состав(дозвуковых воздухо-заборников как эле-менты конструкциийфюзеляжа, крыла илигондол двигателя)…..…………………О0477.Изготавливать кар-кас (воздухозаборни-ков с учетом аэроди-намических, тепловыхи вибрационных нагру-зок входного устройст-ва)……………..И0477;см выполнять обводы(канала без крутых по-воротов, резкого изме-нения миделя канала ит.д.).Герметизироватьстыки (и соединениягерметиком)…...Г0477;в делать участок (воз-душного канала переддвигателем – прямо-угольным);«настраивать» уст-ройство (на наивыгод-нейшие условия рабо-ты …);

205

с отодвигать двигате-ли (боковые на хвосто-вой части от борта);а приподнимать дви-гатели (вверх на один– два градуса);н разворачивать дви-гатели (к борту на два– три градуса).

11.5.8. В. Конструкция сверхзвуковых воздухо-заборников.О. Осесимметричный лобовой воздухозаборникимеет коническую обечайку с острой переднейкромкой и центральный телоступенчатый конусдля сжатия сверхзвукового потока. Между кону-сом и обечайкой образуется внутренний каналвоздухозаборника. Конус с целью регулированиявоздухозаборника перемещается в осевом на-правлении по силовой опоре. Для этой же целислужат створки выпуска и впуска воздуха.

Створки выпуска открываются внутрь поддействием наружного избыточного давления, за-крываются они под действием избыточного дав-ления перед компрессором.Боковой плоский воздухозаборник состоит изступенчатого клина, состоящего из трех панелей,для образования системы скачков уплотнения.Передняя неподвижная панель образует острыйносок центрального тела. Вторая и третья панелиподвижные, управляемые гидроцилиндром. Па-нели с внутренней поверхностью обечайки обра-зуют горло воздухозаборника. Для отсоса погра-ничного слоя перед воздухозаборником имеетсящель между входным устройством и фюзеляжем.

Образовывать конус(телоступенчатый сострой передней кром-кой для забора сверх-звукового пото-ка)………..…….О0480.Снижать температуру(Т0 на острой кром-ке)……….……..С0481.Уменьшать сопро-тивление (сверхзвуко-вого воздушного пото-ка)……………..У0481;в регулировать возду-хозабор (сверхзвуково-го газового потока);н перемещать конус(в осевом направлениипо силовой опоре);с впускать (выпус-кать) воздух (с помо-щью створок).Открывать створки(внутрь под действиемнаружного избыточно-го давления)..…..О481;см закрывать створки(под действием избы-точного давления пе-ред компрессором);см представлять клин(ступенчатый).Образовывать скачок(уплотнения)…...О482;н применять гидро-цилиндр (управляе-мый для подвижныхпанелей);

206

см образовывать воз-духозаборник (из па-нели с внутренней по-верхностью обечайки).Отсасывать слой (по-граничный перед воз-духозаборником)О483;в иметь щель (междувходными устройства-ми и фюзеляжем).

11.5.9. В. Регулирование воздухозаборных уст-ройств.О. Работой воздухозаборников сверхзвуковогосамолета управляет автоматика для устойчи-вой работы на различных режимах полета, чтобыиметь соответствие пропускной способностивоздухозаборника и компрессора двигателя.Автоматическое регулирование воздухозаборно-го устройства выполняют различными способа-ми: осевым перемещением конуса, клина; изме-нением угла наклона шарнирных подвесок – па-нелей; профилированием сечений входного ка-нала и регулированием расхода воздуха черезканал с помощью клапанов и створок.

Регулировать управ-ление (воздухозабор-ных устройств автома-тикой)………….Р0490;в регулировать рабо-ту (воздухозаборныхустройств сверхзвуко-вого самолета автома-тикой);н иметь соответствие(пропускной способно-сти воздухозаборникаи компрессора двига-теля).Автоматизироватьрегулирование (воз-духозаборного устрой-ства)…..……….А0490;в перемещать конус(по оси);н изменять угол (на-клона шарнирных под-весок – панелей);с профилировать се-чения (входного кана-ла) и т.д.

11.6. Выходные устройства силовых установок и их функции

Выходные устройства силовых установок (СУ) предназначены для преобразо-вания располагаемого теплоперепада газового потока в кинематическую энер-гию его направленного движения, то есть для отвода газового потока из двига-телей и использования их энергии для создания силы тяги. Кроме этого онивыполняют ряд других функций:

1. Регулирование проходных сечений сопла при изменении режимов ра-боты 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 ра-боты 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 выполнятьследующие требования:1. Иметь минимальные гидравлические по-тери в газовом потоке на всех режимах по-лета;

2. иметь минимальные тепловые потери иобеспечивать эффективное охлаждениеприлегающих элементов конструкции;

3. обеспечивать максимальную обратнуютягу при наличии системы реверса;

4. обеспечивать эффективное шумоглуше-ние.

Поддерживать рабо-тоспособность (двига-теля самолета)……………………П0503;в иметь потери (ми-нимальные гидравли-ческие в газовом пото-ке на всех режимах по-лета);н обеспечивать охла-ждение (эффективноеи иметь минимальныетепловые потери);с охлаждать элемен-ты (конструкции).Иметь максимум (об-ратной тяги при нали-чии системы реверса)…………………И0504;см обеспечивать мак-симум (обратной тяги);см обеспечивать шу-моглушение (эффек-тивное).

11.6.2. В. Схемы выходных устройств.О. Выходные устройства бывают дозвуковые исверхзвуковые, с регулированием (регулируе-мым) и нерегулируемым соплом. Применениедозвукового сужающего сопла на больших ско-ростях приводит к потерям тяги из-за недорас-ширения сопла. На больших сверхзвуковых ско-ростях применяют сверхзвуковые расширяю-

Регулировать устрой-ства (выходные дозву-ковые и сверхзвуко-вые)…………….Р0505;см применять сопла(дозвуковые и сверх-звуковые);н приводить тягу (к

208

щиеся реактивные сопла. Для обеспечения ус-тойчивой работы двигателей на всех режимахработы, регулируемые сопла обеспечивают пол-ное или близкое к этому расширение газа с наи-меньшими потерями. Регулирование производятс помощью открытия или прикрытия створок,образующих стенки сопла, или же перемещениемвнутренней иглы.

большим потерям из-занедорасширения со-пла).Расширять сопла (дляприменения на боль-ших сверхзвуковыхскоростях – реактив-ные сопла)……..Р0506;см расширять газ (дляобеспечения устойчи-вости работы двигате-лей);н уменьшать потери(расширенного газа дляповышения эффектив-ности работы двигате-лей);в производить регу-лирование (с помо-щью открытия илиприкрытия створок,образующих стенкисопла).Перемещать иглу(внутреннюю)...П0506;в прикрывать створ-ки (сопла);н открывать створки(сопла) и т.д.

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 коль-цеобразного потока, вытекающего из газовойтурбины, в поток круглой формы. Кроме того,стойки, соединяющие внутренний и внешнийкорпуса диффузора, раскручивают поток газа,закрученный турбиной.

Удлинительная труба служит для подводагазового потока к реактивному соплу. Размерытрубы определяются компоновкой двигателя налетательном аппарате.

Реактивное сопло ускоряет газовый поток сцелью получения большей реактивной тяги.

Включать диффузор(в конструкцию вы-ходных устройств)……………………В0506;см включать трубу(удлинительную и ре-активное сопло).Раскручивать поток(газа, закрученныйтурбиной)……П0506;в соединять корпуса(диффузора стойками).Подводить поток (га-зовый к реактивномусоплу)..……….П0506;в определять размеры(трубы компановкой

209

Элементы конструкции выходного устройстваработают в тяжелых условиях – высокие темпе-ратуры, большие нагрузки, химически активныегазы. Внутренние части изготавливаются из жа-ропрочной нержавеющей стали с ребрами –кольцами жесткости; поверхность делают глад-кой, без выступов; все соединения выполняютгерметичными. Соединения выпускной трубы сфланцем на корпусе двигателя выполняются те-лескопическими. Узлы крепления предусматри-вают свободу продольных и поперечных пере-мещений от термического удлинения. Дляуменьшения тепловых потерь удлинительныетрубы покрывают теплоизолирующими материа-лами.

двигателя на ЛА).Ускорять поток (газо-вый с целью получениябольшей реактивнойтяги)..…………У0506;в изготавливать час-ти (из жаропрочнойнержавеющей стали сребрами – кольцамижесткости);н делать поверхность(гладкой, без высту-пов);с выполнять соедине-ния (герметичными).Соединять трубы (сфланцем на корпуседвигателя)……..С0506;см выполнять трубы(телескопическими);с предусматриватьсвободу (продольных ипоперечных переме-щений от термическогоудлинения);в покрывать трубы(теплоизолирующимиматериалами);а уменьшать потери(тепловые) и т.д.

11.6.4. В. Нерегулируемые выходные устройства.О. Нерегулируемые выходные устройства состо-ят из выпускной трубы, внутреннего конуса,стержней стоек, реактивной насадки сопла итепловой защиты. Выпускная труба при помо-щи фланца крепится к корпусу турбины, а к нейфланцем крепится сопло. Сопло охлаждаетсявоздухом, который проходит по кольцевой щелимежду соплом и кожухом.

Выпускать струю (ре-активную газа)……………………В0507;в формировать поток(реактивного газа);н крепить трубу (припомощи фланца);см крепить сопло (ккорпусу турбины);а охлаждать сопло(воздухом);н подавать воздух (покольцевой щели междусоплом и кожухом).

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

Регулировать устрой-ства (выходные, спо-

210

полное расширение газа в сопле. Для этогоприменяют систему регулирования выходногоустройства. Система регулирования должна таксогласовывать работу элементов двигателя, что-бы эффективная тяга оставалась в полете макси-мально возможной.Сверхзвуковые регулируемые выходные устрой-ства подразделяют на регулируемые сопла Лова-ля, сопла с центральным телом и эжекторные со-пла.Регулируемые сопла обладают значительнойконструктивной сложностью.

собствующие полномурасширению газа в со-пле)…………….Р0508;в согласовывать ра-боту (элементов двига-теля);н оставлять тягу (вполете эффективной –максимально возмож-ной);с подразделять сопла(регулируемые: соплаЛоваля, сопла с цен-тральным телом и др.);н признавать слож-ность (конструкциирегулируемого сопла).

11.7. Системы силовых установок и их функции

В систему силовых установок прежде всего входит топливная системаили 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 пере-грузках;

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 можноназвать:Главная функция

Питать двигатели (топливом) ………………………………. П0510.Основная функция

Поддержать стабильность (работы силовой установки – двигателя)……………………………………………………………………………… П0511.Вспомогательная (второстепенная) функция

Стабилизировать работу (силовой установки при равномерной пода-че топлива на всех режимах и нагрузках) ………………………………. С0511;

в создавать силу (тяги и обеспечивать стабильную работу силовойустановки – двигателя летательного аппарата) и др.

211

11.7.1. В. Системы топливопитания силовых ус-тановок.О. Система топливопитания предназначена дляразмещения на самолете топлива и для подачиего к двигателю на всех режимах полета.

Снабжать двигатели(топливом на всех ре-жимах полета)……………………С0512;в подавать топливо (кдвигателю);н размещать топливо(на самолете);см обеспечивать ре-жим (работы двигате-ля);с питать камеру (сго-рания рабочей сме-сью);а сжигать смесь (го-рючую в камере сгора-ния СУ) и др.

11.7.2. В. Требования к системе топливопитания.О. Система топливопитания должна удовлетво-рять требованиям:1. Обеспечивать надежное питание двигателяна всех режимах и высотах полета и незави-симо от атмосферных условий;

2. иметь достаточную вместимость топливныхбаков, обеспечивающих заданную дальность ипродолжительность полета;

3. быть удобной в эксплуатации, безопасной впротивопожарном отношении и живучей;

4. выработка топлива должна мало влиять наполетную центровку самолета.

Предъявлять требо-вания (к системе топ-ливопитания самолета)…………………П0513;см обеспечивать пи-тание (надежное ибезопасное на всех ре-жимах полета);в вмещать топливо(обеспечивающеедальность и беспоса-дочность полета);н иметь баки (вме-щающие достаточноеколичество топлива);с гарантировать по-жаробезопасность (иживучесть самолета);а ненарушать цен-тровку (самолета в по-лете при выработке то-плива);с вырабатывать топ-ливо (сохраняя приэтом центровку само-лета) и т.д.

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

Составлять систему(питания топливом СУЛА)…………….С0513;

212

кранов, фильтров, системы контроля за наличи-ем и выработкой топлива.

в компоновать конст-рукцию (топливопита-ния самолета из… );н контролировать на-личие (и выработкутоплива);с определять наличие(и выработку топлива)и др.

11.7.4. В. Топливная система силовых установок,их работа.О. Топливная система силовых установок само-лета работает следующим образом: топливо избака засасывается подкачивающим насосом ипо магистрали через обратный клапан подаетсяк подкачивающему насосу двигателя. Этот на-сос через фильтр подает топливо под давлениемв основной насос – регулятор двигателя.

Определять работу(топливной системы)…………………О0513;в засасывать топливо(из бака);н подкачивать топли-во (насосом из бака);с подавать топливо (кподсасывающему на-сосу двигателя);а использовать кла-пан (обратный как за-слонку от гидроудара);с фильтровать топли-во (перед подачей восновной насос – регу-лятор двигателя);а создавать давление(при подаче топлива кнасосу – регулятору).

11.7.5. В. Система централизованной заправкитопливом.О. Централизованная заправка топливом проис-ходит под давлением через топливный прием-ник в нижней части самолета, в месте, удобномдля обслуживания. Централизованная заправкаобеспечивает наибольший темп заправки и чис-тоту. Централизованная заправка топливной сис-темы проводится в определенной последователь-ности.

Заливать топливо (вбаки самолета)…………………….З0513;в закачивать топливо(в систему снабжениятопливом самолета);н производить за-правку (под давлениемчерез топливный при-емник);с создавать удобство(заправки и обслужи-вания процесса заправ-ки);см обеспечивать темп(заправки топливнойсистемы самолета).

213

11.7.6. В. Система дозаправки топливом в поле-те.О. Дозаправку самолета топливом в полетеосуществляют в полете от самолета – заправ-щика по шлангу, составленному с приемникомтоплива на заправляемом самолете. В линию до-заправки в воздухе входят убирающийся при-емник топлива, клапаны заправки, система сиг-нализации готовности к заправке, прохожденияпроцесса заправки, завершение заправки, а такжесистема продувки шланга заправки и заправоч-ных магистралей во избежание выброса остат-ков топлива.Темп заправки должен быть высок для сокраще-ния времени дозаправки. Топливо перекачиваютнасосы, расположенные на заправщике.

Заправлять самолет(во время полета в воз-духе)……………З0514;в осуществлять доза-правку (от самолета –заправщика);н дозаправлять само-лет (в полете черезубирающийся прием-ник топлива);см иметь систему(сигнализации процес-са дозаправки);с продувать систему(дозаправки во избе-жание выброса остат-ков топлива);а поддерживать темп(дозаправки высоким);C перекачивать топ-ливо (насосами от са-молета – заправщика).

11.7.7. В. Система аварийного слива топлива ввоздухе.О. Самолеты, имеющие ограничения по поса-дочной массе, оборудуются системами для ава-рийного слива топлива в воздухе. В этом случаетопливо аварийными насосами, с производи-тельностью до 2000 л/мин, подается в трубу сли-ва на концевом обтекателе крыла.

Сливать топливо (приаварийной ситуации ввоздухе)……...С0515;в ограничивать массу(самолета при посад-ке);н подавать топливо (втрубу слива);см использовать на-сосы (аварийного сли-ва топлива в воздухе);C предусматриватьпроизводительность(аварийного насоса до2000 л/мин);а располагать слив(на концевом обтекате-ле крыла).

11.7.8. В. Дренажная система силовой установки.О. Надтопливное пространство баков собира-ется с атмосферой с помощью системы дренажа.Это нужно: при заправке баков топливом дляудаления воздуха из баков и исключения проти-водавления воздуха при заполнении баков; при

Собирать простран-ство (надтопливноебаков)………….С0516;в систематизироватьдренаж (надтопливно-го пространства);

214

наддуве баков для стравливания избытков возду-ха в атмосферу.

н заправлять баки(топливом для удале-ния воздуха …);с исключать проти-водавления (воздухапри заполнении баков);н надувать баки (длястравливания избытковвоздуха);с стравливать избы-ток (воздуха в атмо-сферу).

11.7.9. В. Топливные баки.О. Топливные баки по назначению делят на:основные, расходные и балансировочные. Поконструкции баки бывают: мягкие, кессон – баки(баки – отсеки) и жесткие баки.

Подразделять баки(под топливо самолета)…………………П0515;в делить баки (на мяг-кие, жесткие и кессон –баки);н рассматривать кон-струкцию (в зависи-мости от типа самоле-та) и т.д.

1.7.10. В. Мягкие топливные баки.О. Мягкие топливные баки выклеивают на раз-борных формах из керосино – бензино – масло– теплостойкой резины и армированной тканипо размерам и конфигурации соответствующимконтейнеру – отсеку, в который помещается бак.Для увеличения механической прочности их по-крывают снаружи прорезиненной хлопчатобу-мажной тканью или капроном.В стенках бака завулканизовывают различнуюарматуру: штуцеры, фланцы для крепления зали-вочных горловин, датчиков топливомеров, насо-сов, крышек монтажных люков и узлов крепле-ния баков к контейнерам. В баки вставляют рас-порные обручи при установке их в контейнерыкрыла или фюзеляжа.

Располагать баки (вконтейнерах – отсеках,имеющих специфиче-скую форму).…Р0515;см использовать про-странство (и объемыспециальных отсековфюзеляжа и крыла са-молета);в изготавливать баки(из керосино – бензино– масло – теплостойкойрезины);с выклеивать баки(на разборных фор-мах);а увеличивать проч-ность (мягких баков);с покрывать баки(снаружи прорезинен-ной хлопчатобумажнойтканью или капроном).Завулканизовыватьарматуру (в стенки ба-

215

ка)………………З0515;в крепить горловины(заливочные);н вставлять обручи(распорные в баки, дляувеличения жестко-сти);с устанавливать баки( в контейнеры крылаили фюзеляжа).

11.7.11. В. Жесткие баки.О. Жесткие баки применяют в качестве допол-нительных и подвесных. Баки делают из алю-миниевых свариваемых листов с маркой мате-риала АМц – М, допускающих глубокую штам-повку.Бак имеет внутренние подкрепляющие перего-родки – диафрагмы. Обычно топливо из подвес-ных баков перекачивается в основные баки само-лета под давлением воздуха от компрессора дви-гателя.

Содержать запас (до-полнительного топли-ва, например, для ско-ростного взлета)……………………С0517;в подвешивать баки(к фюзеляжу самолета);н сваривать баки (изалюминиевых листов смаркой материала АМц– М);с штамповать листы(алюминиевые для из-готовления баков);см иметь перегородки( - диафрагмы внутрибака);в подкреплять бак(внутри перегородками– диафрагмами);с перекачивать топ-ливо (из подвесныхбаков в основные бакисамолета).

11.7.12. В. Кессон – баки.О. Герметичные кессон – баки представляют со-бой внутреннюю герметизированную частькрыла или фюзеляжа. В крыле кессон – бак ог-раничен лонжеронами, нервюрами, верхней инижней панелями. Герметичность баков клепа-ной конструкции обеспечивается внутришовнойгерметизацией в процессе сборочно – клепаль-ных работ и внутренней поверхностной гермети-зацией термо-, морозо- и керосиностойкимигерметиками. Конструкция испытывается на

Занимать объемы(крыла и фюзеляжа то-пливом)………..З0517;см использовать про-странство (крыла илифюзеляжа, свободноеот монтажных сборок);в ограничивать пус-тоту (крыла и фюзеля-жа, используя про-странство для разме-

216

герметичность опрессовкой сжатым воздухом. щения топлива);н образовывать бак –кессон (в свободнойчасти крыла или фюзе-ляжа).Герметизироватьпространство (крылаили фюзеляжа, свобод-ное от монтажа дляразмещения топлива)..……………….Г0517;см применять герме-тики (термо – морозо –керосиностойкие).Опрессовывать кон-струкцию (бака – кес-сона сжатым воздухомдля проверки на герме-тичность)……..О0517;в испытывать баки –кессоны (на герметич-ность воздухом);н контролироватьгерметичность (баков– кессонов сжатымвоздухом при опрес-совке).

11.7.13. В. Топливные агрегаты.О. К топливным агрегатам относятся насосы,фильтры, топливомеры, аккумуляторы.

Создавать условия(работы всей топлив-ной системы самолета)…………………С0517;см обеспечивать ра-боту (двигателей ивсей топливной систе-мы самолета);в поддерживать со-стояние (системыобеспечения работыдвигателей);а нести функции(поддержания в рабо-чем состоянии топлив-ной системы) и т.д.

11.7.14. В. Топливные насосы.О. Насосы в топливных системах создают под-пор давления топлива перед насосами – регуля-

Подпирать топливо(давлением перед насо-сами – регуляторами)

217

торами двигателя. Перекачивающие насосы по-дают топливо из основных и дополнительныхбаков в расходный бак. Насос состоит из центро-бежного колеса и приводного электродвигателя.Есть и другие конструкции насосов, которыеприменяются на различных моделях самолетов ивертолетов.

…………………П0517;см перекачивать топ-ливо (из основных идополнительных ба-ков);в регулировать дав-ление (перед подачейтоплива в двигатели);н качать топливо (изосновных и дополни-тельных баков в рас-ходный бак);с собирать насос (изцентробежного колесаи приводного электро-двигателя).

11.7.15. В. Топливные фильтры.О. Топливные фильтры удаляют механическиепримеси и воду из топлива. Они бывают сетча-тые, щелевые, пористые, карболеновые и др.

Очищать топливо (отпримесей механиче-ских и др.)…….О0518;в фильтровать топ-ливо (с целью удале-ния примесей);н удалять примеси(механические и воду);различать фильтры(сетчатые, щелевые,пористые, карболено-вые и др.).

11.7.16. В. Топливомеры.О. Топливомеры – сигнализаторы уровня топ-лива применяют для определения расхода топли-ва и его остатков. Они бывают по конструкциииндукционные и электроемкостные.

Измерять уровень(расхода топлива в ба-ках)……………И0518;в определять расход(топлива из баков);н акцентировать вни-мание (летчика на рас-ходе или остатке топ-лива в баках);с проектировать топ-ливомеры (либо ин-дукционными, либоэлектроемкостными).

11.7.17. В. Топливные аккумуляторы.О. Топливные аккумуляторы обеспечивают пи-тание двигателей топливом при полетах с от-рицательными перегрузками. Корпус аккуму-лятора состоит из двух половин: воздушной и

Питать двигатели(при полетах с отрица-тельными перегрузка-ми)……………..П0518;в аккумулировать

218

топливной, разделенных гибкой резинотканевойдиафрагмой. Топливо подается под напором газаиз аккумулятора в топливную систему.

энергию (для исполь-зования при полетах сотрицательными на-грузками);с разделять корпус(аккумулятора на двеполовины …);а создавать напор (га-за для подачи топливаиз аккумулятора в топ-ливную систему).

11.7.18. В. Система маслопитания.О. Система маслопитания обеспечивает посто-янную подачу масла к трущимся поверхностямдвигателя, обеспечивая уменьшение трения итеплоотвод от них.

Подавать масло (ктрущимся поверхно-стям)…………..П0519;в уменьшать трение(и отводить тепло оттрущихся поверхно-стей);с отводить тепло (оттрущихся поверхно-стей в двигателе).

11.7.19. В. Требования к системе маслопитания.О. К системе маслопитания предъявляются сле-дующие требования:1. Система должна быть надежной в работе, не-зависимо от высоты и режима полета, эволю-ций самолета и атмосферных условий;

2. масло должно охлаждаться с минимальнымизатратами мощности двигателя на работу ох-лаждающего устройства;

3. расход масла в полете должен быть неболь-шим;

4. система должна быть безопасной в пожарномотношении, простой в эксплуатации.

Способствовать рабо-те (двигателя в полетев безопасном режиме)…………………С0519;см обеспечивать на-дежность (работы дви-гателя);в соблюдать незави-симость (условийфункционированияпри любых режимахработы двигателей и ихэволюции);с минимизировать за-траты (мощности дви-гателя на охлаждениеустройства);а оптимизироватьрасход (масла в поле-те);с сохранять безопас-ность (пожарную ибыть простой в экс-плуатации).

219

11.7.20. В. Конструктивные элементы системымаслопитания.О. К маслосистеме относятся следующие состав-ляющие конструкции самолета:масляные баки;трубопроводы;радиаторы;фильтры;краны;

устройства по управлению и контролю заработой системы.Маслобак изготавливают из листов АМц –

М. В бак вварены заливная горловина, фланцыдля арматуры, а внутри бака размещены устрой-ства для замера уровня масла и забора масла приотрицательных перегрузках.Маслорадиатор служит для охлаждения масла.Масляные фильтры очищают масло от твердыхчастиц, являющихся продуктами коксования иразложения масла, износа деталей и коррозии.

Определять элементы(конструктивные сис-темы маслопитания)……………………О0520;в собирать систему(маслопитания из сле-дующих элементов:масляные баки;трубопроводы;радиаторы;фильтры;краны;устройства по управ-

лению и контролю заработой системы);н вваривать элемен-ты ( в заливную горло-вину, фланцы для ар-матуры и др.);с размещать устрой-ства (для замера уров-ня масла и забора мас-ла при отрицательныхперегрузках);а охлаждать масло (вмаслорадиаторе);с очищать масло (оттвердых частиц);н фильтровать масло(от продуктов коксова-ния и разложения мас-ла, износа деталей икоррозии).

220

12. ТЕЗАУРУС НА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕСИСТЕМЫ САМОЛЕТА

Для приведения в действие систем управления самолетом и двигателем,других систем и агрегатов оборудования, используют различные виды энергиисо значительными потребляемыми мощностями. Систему подвода энергии кпотребителям вместе с источником энергии на самолете называют бортовойэнергетической или силовой системой.

Главная функция этой системы должна быть сформулирована в соответ-ствии с правилами организации (или разработки) тезауруса по степени выпол-нения системой полезных действий.

Главная функция: Приводить систему (управления самолетом в дейст-вие) ……………………………………………………………………… П0525.Основная функция: Производить действие (на управляющие органы самоле-та) ………………………………………………………………….…….. П0526.Второстепенная функция

Доводить функционирование (систем управления самолетом дотребуемых 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 само-

лета);а снабжать системы (самолета всеми видами энергиии для ста-

бильной работы).

12.1. Виды энергосистем самолета

В зависимости от вида используемой энергии системы бывают гидрав-лические, где используется энергия давления жидкости; газовые, с использо-ванием энергии сжатого воздуха (азота) и электрические.

Соответственно функции энергосистем сформулируем по их полезнымдействиям.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 идр.) ……………………………………………………………………….....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 при-боры) ………………………………………………………………….… П0527.

12.2. Требования к любой энергосистеме

Требования к любой энергосистеме (силовой системе) следует формули-ровать 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 са-молета при отказах (резервирование агрегатов и систем);

4. работа системы независимо от изменения температуры, высоты искорости 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 агрегатовсамолета на оптимальных режимах) … …………….………………………В0528.Второстепенная функция:

12.2.1. Выдавать мощность (для управления соответствующим объектомоптимально – достаточную) ………………………………….… В0529.

12.2.2. Минимизировать запаздывание (подачи энергии к рабочим меха-низмам) ………………………………………………………….. М0529.

12.2.3. Сохранять надежность (и обеспечивать безопасность полета са-молета 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 мас-сой и габаритами, большим быстродействием и малой инерционностью под-вижных частей исполнительных механизмов (в отличие от электродвигателей).

Масса и габариты гидроагрегата составляют 10 – 20% массы и габари-тов электрического агрегата подобного назначения той же мощности.

Приводы гидросистемы позволяют развивать значительные усилия прибольшом быстродействии, длительности и плавности работы, обеспечиваютпростую 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 рабо-чих тел, зависимость работы агрегатов от окружающей температуры, относи-тельно малую надежность и пожароопасность.

Сформулируем все виды функций и их разновидностей по полезным дей-ствиям.

Главная функция:Вызывать быстродействие (работы всех исполнительных механиз-

мов) ………………………………………………………………………. В0530.Основная функция:Минимизировать инерционность (подвижных частей исполнитель-

ных 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 механиз-

мов) ………………………………………………………………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 мас-

се 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 вбаллонах высокого давления.

Система обладает малой массой трубопроводов и рабочего тела, высокимбыстродействием при больших мощностях, независимостью от внешней тем-пературы и пожаробезопасностью. Газовые системы используются в аварийныхсиловых системах и агрегатах дополнительного управления: для аварийноговыпуска шасси; открытия люков при аварийном покидании самолета; выпускаи оцепки парашюта. Недостатком системы является сжимаемость газа. Этоприводит к взрывоопасности, большому запаздыванию. Поэтому в соответст-вии 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 ис-

пользования в газовых системах самолета).Основная функция:

Производить управление (агрегатами самолета с помощью энер-гии 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 са-молета и т.д.) ……………………………………………………………. О0536.

12.5. Электрическая система самолета

Электрическая система самолета обладает малой массой электропроводкии удобством ее монтажа, наименьшим запаздыванием в передаче энергии.Электрические системы широко используют в дистанционном управлении аг-регатами и в автоматических системах, в рулевых машинах автопилотов,управляющих золотниками гидроусилителей. По полезным действиям элек-трической системы сформулируем их функции.Главная функция:

Вырабатывать электроэнергию (на борту самолета) … В0536.Основная функция:

Потреблять электроэнергию (в управляющих системах и элек-тросистемах самолета) ……………………………………………………. П0536.

в использовать электроэнергию (для внутренних нужд и агре-гатов самолета);Второстепенная функция:

1. Иметь массу (меньшую, чем остальные энергосистемы самолета)…………………………………………………………….………... И0536.

2. Оптимизировать монтаж (электросистемы в следствие ее сборки в ос-новном из готовых покупных изделий и комплектующих)…………………………………………………………………….… О0537.

3. Минимизировать запаздывание (в передаче электроэнергии на испол-нительные элементы и органы самолета) ……………………….. М0537.

4. Применять автоматы (и автоматические системы в управлении элек-троагрегатами самолета) ……………………………………..…… П0537.

12.6. Схема подачи энергии к потребителям в самолете

Каждая из силовых систем может быть условно разделена на следующиечасти:

1. Питающую часть, обеспечивающую выработку определенного видаэнергии и подачу ее к распределительным устройствам;

2. управляющую часть, распределяющую поток энергии к исполни-тельным агрегатам;

3. исполнительную часть, преобразующую поданную энергию в меха-ническую в виде поступательного и вращательного движения управ-ляемых агрегатов.

224

Все части системы соединены между собой трубопроводами или прово-дами и образуют единый энергетический организм самолета.

По полезным действиям схемы подачи энергии сформулируем ее функ-ции всех видов.

Главная функция:Объединять виды (энергосистем самолета в единую сеть энерге-

тическую систему самолета) … …….……………………………………..О0538.Интерфейсировать схему (подачи всех видов энергии в единую

энергосистему) …………………………….……………………………… И0538.Основная функция:

Распределять виды (энергии по потребителям в зависимости отее применения в агрегатах самолета) ……….…………………………… Р0538.

Подразделять энергию (по видам ее потребления исполнитель-ными органами) …………………………………………………………… П0538.Второстепенная функция:

1. Питать часть (оборудования и агрегатов определенным видом энергии)…………………………………………………….……………..… .П0539.

2. Исполнять команды (автоматики, управляющей единой энергосисте-мой самолета) …………………………………………………….. И0539.

3. Преобразовывать энергию (в вид, необходимый для работы всех сис-тем самолета) …………………………………………..………… П0540.

4. Соединять части (энергосистем в одну общую энергетическую рабо-тающую систему) ……………………………………….………... С0540.

5. Связывать схемы (энергосистемы между собой трубопроводами илипроводами) ……………………………………………………….. С0541.

12.7. Состав гидросистемы самолета и его функции

Гидравлическая силовая система самолета включает в себя:1. Питающую часть – гидробаки, - аккумуляторы, - насосы, клапаны, шту-церы и рабочую жидкость;

2. управляющую часть – краны, клапаны, золотники;3. исполнительную часть – силовые цилиндры, гидромоторы, гидроусили-тели.В соответствии с полезными действиями гидросистемы самолета сфор-

мулируем ее функции.Главная функция:

Оправдывать предназначение (в конструкции самолета по со-ставу системы) …………………………………………………….……… О0542.

в составлять состав (гидросистемы из оптимального числа агре-гатов и составляющих).

Основная функция:Иметь оптимум (состава основных гидроагрегатов, с целью

уменьшения массы самолета в целом) ………………………………..… И0542;в минимизировать состав (гидроагрегатов в гидросистеме само-

лета 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, гидроуси-лителями и др.) ……………………………………………….….. В0542.

3. Выполнять работы (по исполнению команд от автоматической систе-мы управления) ………………………………………………..… В0543.

12.7.1. В. Питающая часть гидросистемы.О. Гидробаки питающей части гидравлическойсистемы предназначены для размещения гид-рожидкости, подачи ее в исполнительную частьгидросистемы. В баках предусматривают уст-ройства для отстоя, фильтрации и подачи жидко-сти при отрицательных перегрузках.

Гидроаккумуляторы представляют собойцилиндрический или шаровый баллон, внутрен-няя полость которого разделена на две части уп-ругой резиновой мембраной. Одна полость за-полняется азотом, другая заполнена рабочейжидкостью и соединена с сетью. При понижениидавления в сети газ расширяется и выталкиваетжидкость в систему.

Гидронасос преобразует подводимую к немуэнергию от привода силовой установки в энер-гию потока жидкости. Наиболее распространеныплунжерные насосы с приводом от двигателей.

Размещать гидрожид-кость (питающей части)……………………Р0543.Подавать жидкость (висполнительную часть)…………………..П0543;с предусматривать уст-ройства (для отстоя ифильтрации жидкости);а применять фильтра-цию (и отстой жидкостидля подачи ее в гидро-систему при отрицатель-ных перегрузках).Фильтровать гидро-жидкость (для исполь-зования ее в гидросисте-мах при отрицательныхперегрузках)…….Ф0544.Представлять гидроак-кумулятор (как цилинд-рический и шаровыйбаллоны)………..П0544;в делить полость (бал-лона на две части упру-гой резиновой мембра-ной);н заполнять часть (бал-лона азотом, вторуючасть гидрожидкостью);с соединять систему (ссетью);а выталкивать жид-кость (в систему);в преобразовыватьэнергию (с помощьюгидронасоса от приводасиловой установки пото-

226

ка жидкости);с приводить установку(в движение);а распространять насо-сы (плунжерные с при-водом от двигателей).

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

Осуществлять управ-ление (агрегатами пре-рывистого действия)……………………..О0545;в управлять шасси, (за-крылками);н использовать клапа-ны (и золотники вуправлении агрегатамисо следящими действия-ми – гидроусилителями).

12.7.3. В. Исполнительная часть гидросистемы.О. Силовые цилиндры и гидромоторы исполни-тельной части гидроситемы преобразуют энер-гию потока жидкости в механическую энергиюдвижения. Гидромоторы представляют собой об-ращенные гидронасосы.

Преобразовывать энер-гию (потока жидкости вмеханическую)….П0546;в исполнять работу (попреобразованию энер-гии);н противопоставлятьгидромотор (обращен-ному гидронасосу).

12.7.4. В. Питающая часть газовой системы.О. Питающая часть газовой системы состоитиз баллонов со сжатым рабочим телом, источни-ков энергии, редукторов давления, штуцеров за-рядки бортовых баллонов. Баллоны, цилиндри-ческие и шаровые, изготавливают из бесшовныхтруб и полусфер соответственно, соединенныхсваркой.

Систематизироватьчасть (газовой системыв порядке, удобном дляэксплуатации)…..С0545;в устанавливать состав(питающей системы избаллонов со сжатым воз-духом, редукторов дав-ления, штуцеров зарядкибортовых баллонов);н изготавливать балло-ны (цилиндрические илишаровые).

12.7.5. В. Управляющая часть газовой системы.О. Управляющая часть газовой системы состо-ит из распределительных дифференциальныхкранов, редукторов давления.

Составлять распреде-литель (газовой системыиз дифференциальныхкранов, редукторов дав-ления)……………С0546;в дифференцироватьчасть (газовой системы

227

по составляющим).12.7.6. В. Исполнительная часть газовой систе-мы.О. Исполнительная часть газовой системы со-стоит из силовых цилиндров, тормозных камерколес шасси, обратных стравливающих клапа-нов.

Исполнять систему (га-зовую составом из сило-вых цилиндров, тормоз-ных камер колес шасси,обратных стравливаю-щих клапанов)…..И0547.

12.8. Трубопроводы систем и их функции

Трубопроводы служат для соединения агрегатов и подачи жидкости илигаза. В системах самолета применяют жесткие и гибкие трубопроводы.

Сформулируем функции трубопроводов систем самолета в соответствии свыполнением полезных действий.

Главная функция:Соединять агрегаты (самолета в единую гидро или пневмоси-

стему) ……………………………………………………………………..… 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 давлениявыполняют из нержавеющей стали, а низкогодавления – из дюралевых труб.От коррозии трубы защищают анодным покры-тием.

Выдерживать давле-ние (высокое – нержа-веющие трубки; низкое– дюралевые трубки)…...……………….В0548;с защищать трубо-проводы (от коррозиинанесением анодногопокрытия).

12.8.2. В. Гибкие трубопроводы.О. Гибкие трубопроводы (шланги) изготавлива-ют из специальной резины и нескольких слоевткалевой или металлической оплетки.

Изгибать трассу (тру-бопровода без приме-нения механизмов иприспособлений)……..…………………И0548;в прорезинивать тру-бопровод (для герме-тичности).Укладывать слои(ткалевой или метал-лической оплетки в те-ло гибкого трубопро-вода)…………..У0548.

228

12.8.3. В. Маркировка трубопроводов.О. Трубопроводы топливной системы окраши-вают в желтый цвет, масляной – в коричневый,гидравлической – в серый, воздушной – в чер-ный, пожарный – в красный.

Различать трубопро-воды (по маркировке ицвету)………….Р0549;в окрашивать трубо-проводы (топливный –желтый, масляный –коричневый, гидравли-ческий – серый, воз-душный – черный, по-жарный – красный).

229

13. ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВИХ ТЕЗАУРУС

Проектирование самолетов называют процесс разработки техническихматериалов (документации), определяющих летно – технические характеристи-ки самолета, его аэродинамическую и конструктивную схему, конструкцию егочастей (агрегатов). Итак, сформулируем функции процедуры проектированиясамолета.

Главная функция:Разрабатывать документацию (на конструкцию самолета по за-

данным летно – техническим характеристикам) ………….…………….. Р0550.Основная функция:

Ставить процесс (разработки технических материалов – доку-ментации) …………………………………………………….……………. С0550.

Второстепенная функция:1. Изучать характеристики (процессов разработки технических материа-лов – документации на конструкцию самолета) ……..………… И0550.

2. Исследовать схему (конструктивных и аэродинамических характери-стик 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 функ-

ций.Главная функция:

Изучить аналоги (конструкций самолетов и проведение патент-ных исследований) ……………………………………………………….…. И0552.

Исследовать проекты (аналогов и выявить подобные элементы инововведения) …………………………………………………………….… И0553;

н проработать нововведения (заложенные в тактико – техниче-ских требованиях заказчика на заказываемый самолет).

Основная функция:Организовывать процесс (создания новой конструкции самоле-

та) …………………………………………………………………………….. 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 проектакомиссией) …………………………………………………………….…. Р0554.

13.2. Предварительное проектирование самолетови их функции всех видов

Предварительное проектирование самолетов включает в себя установле-ние потребности в новом проектируемом самолете, разработку летно – тактиче-ских и технических требований к нему и оценку возможности их реализации.Предварительное проектирование выполняется заказчиком нового самолета,выдающим конструкторскому бюро техническое задание на проект самолета, иопытным конструкторским бюро. Для нахождения компромиссных решенийпри проектировании привлекают критерии боевой эффективности для военныхсамолетов и экономической – для гражданских. В последние годы как за рубе-жом, так и в отечественной авиационной промышленности определились дваосновных критерия для всех видов, типов и назначения самолетов – это функ-циональность и стоимость. Поэтому сформулируем все виды функций по по-лезным 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 проек-тирования);

с выдавать задание (на проектирование конструкторскому бюро– подрядчику).

Второстепенная функция:1. Привлекать критерии (боевой и экономической эффективности в за-висимости от назначения самолета) ……………………….…... П0555.

2. Расчитывать функциональность (и стоимость проекта) ..… .Р0556.3. Сравнивать соотношение (лимитной стоимости с расчетной по ре-зультатам математического моделирования проекта самолета)……………………………………………………………………… С0555.

4. Моделировать функциональность (и стоимость проекта самолета наЭВМ) … ………………………………………………………….…М0555.и т.д.

13.3. Эскизное проектирование самолетов

Одним из этапов проектирования самолетов является эскизное проекти-рование, где конструктор вырисовывает эскизы основных узлов и агрегатов

231

самолета, определяет его дизайн, формы и конфигурацию. В эскизное проекти-рование 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 исиловых установок;

5. аэродинамический расчет, расчет устойчивости и управляемости;6. приближенный расчет на прочность основных частей самолета.На основании полезных действий, которые выполняет эскизное проекти-

рование, 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 ос-новные 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 оборудова-ния, управления и силовой установки) … ……………………….Р0565.

6. Производить расчеты (аэродинамический, устойчивости и управляе-мости) ……………………………………………………………… П0565.

7. Выполнять расчеты (приближенный на прочность, априорный на ЭВМосновных частей самолета и специального оборудования по потребно-сти) …………………………………………………………….. В0565 и др.

13.3.1. В. Структура эскизного проектирования.О. Одновременно с разработкой эскизного про-екта строится макет самолета в натуральнуювеличину. Для рассмотрения макета заказчикназначает макетную комиссию из различныхспециалистов. После заключения макетной ко-миссии, которая рассматривает и утверждает эс-кизный проект и макет самолета, осуществляютокончательную увязку конструкции с размеще-нием управления и оборудования, уточняютвнешние обводы самолета и расчеты самолета напрочность. Изготавливают и продувают в аэро-динамических трубах модели и по результатампродувок моделей уточняют аэродинамическийрасчет, расчет характеристик устойчивости,

Строить макет (само-лета по образу и подо-бию будущего образцав масштабе)…...С0566;в проектировать об-разец (макета будуще-го самолета).Представлять натуру(самолета в виде моде-ли)……………..П0566;в вырисовывать мо-дель (в масштабе и на-туре с изготовлениемобразца в летном вари-

232

штопора и флаттера. По результатам продувокуточняют схему самолета, а также весовые рас-четы и др.

анте).Назначать комиссию(для рассмотрения эс-кизного проекта идр.).……………Н0566.Утверждать схему(самолета, с уточнени-ем весовых характери-стик)..………….У0566.Увязывать конструк-цию (с размещениемуправления и оборудо-вания)………….У0567.Рассчитывать проч-ность (основных кон-струкций и вновь вво-димых узлов)…..Р0567.Изготавливать мо-дель (самолета)……………………И0567.Продувать модель (ваэродинамическойтрубе, с уточнениемаэродинамических рас-четов, расчетов по ус-тойчивости, штопора ифлаттера)……..П0568.и т.д.

13.4. Рабочее проектирование самолета и его функции

Рабочее проектирование самолета – это завершающий этап разработкитехнической документации. Рабочий проект дает все необходимые материалыо летно – технических данных будущего самолета, о его прочности и надежно-сти, все материалы для разработки технологии производства самолета. Рабочеепроектирование опытного самолета заканчивается после того, как построен-ный образец самолета прошел испытания. В этой связи, по полезным функци-ям этого этапа сформулируем функции рабочего проектирования.

Главная функция:Разрабатывать документацию (конструкторско – технологи-

ческую и техническую, технические условия и материалы)……..…… Р0569.Давать материалы (летно – технических данных будущего

самолета) … …………………………………………………….…….…..Д0569.Основная функция:

Завершать процесс (проектирования построением опытногообразца – испытаниями) ………………………………..……………….. З0569.

233

Изготавливать образец (самолета для опытов и испытаний)………………………………………………………………………..…… И0569.

Проводить испытания (опытного образца самолета по техни-ческим условиям) …………………………………………..…………… П0569.

Второстепенная функция:1. Разрабатывать процесс (технологический изготовления опытного образцасамолета) ……………………………………………..……….…………. Р0570.

2. Изготавливать оснащение (для производства самолета) ..………… И0570.3. Уточнять трудоемкость (изготовления промышленного образца самолета)

……………………………………………………………………………. У0570.4. Рассчитывать затраты (на оснащение производства для изготовления са-молета) ………………………………………………………………..…. Р0570.

13.4.1. В. Состав рабочего проектирования.О. В рабочее проектирование входит:1. Разработка чертежей общих видов агрегатовсамолета;

2. разработка сборочных и деталировочныхчертежей конструкции отдельных агрегатов(частей самолета);

3. уточнение расчетов на прочность всех сило-вых элементов самолета;

4. уточнение расчетов массы конструкции;5. проведение исследовательских и экспери-ментальных работ, связанных с внедрениемновых конструкций, материалов.

Выполнять разра-ботки (чертежей насамолет)…….В0571.Производить иссле-дования (и экспери-менты с внедрениемновых конструкций иматериа-лов)…………..П0571;в разрабатыватьчертежи (общих ви-дов агрегатов самоле-та);н уточнять расчеты(на прочность всехсиловых элементов).Сравнивать расче-ты (массы конструк-ции).…………С0572;в внедрять новизну(в конструкцию, ма-териалы и техноло-гию изготовления).

13.5. Общее проектирование самолета и его функции

Процесс проектирования нового образца самолета разделяют на дваэтапа:1. Общее проектирование самолета;2. проектирование отдельных частей (агрегатов) самолета.

В общее проектирование входят: определение основных параметровсамолета и его силовой установки; разработка аэродинамической и конст-руктивных схем; компоновка и центровка самолета.

234

Сформулируем функции общего проектирования по его полезнымдействиям.

Главная функция:Проектировать самолет (по укрупненным агрегатам) …

………….………………………………………………………………….П0573.Основная функция:

Выполнять проектирование (по общему виду самолета и егоотдельным 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 уточнениемосновных 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 самоле-та) …………………………………………………………….…….. У0577.

13.7. Методы проектирования и его функции

Проектирование выполняют методами подобия, копирования, анали-тическим 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 данныхразличных сведений и комбинаторных файлов об аналогах)………………………………………………………………..…… А0579.

13.7.1. В. Метод подобия и копирования общегопроектирования.О. По методу, основанному на законах подобияи копирования велось проектирование раньше.По этому методу параметры нового образца са-молета получают путем сравнения их со стати-стическими данными построенных самолетованалогичного назначения, стараясь спроектиро-вать самолет с лучшими данными, чем у сущест-вующих. Такой метод подразумевает плавноеизменение параметров и характеристик проекти-руемого самолета и самолетов – прототипов.Принципиально новые самолеты практически неимеют прототипа.

Основывать закон(подобия и копирова-ния).………О0580;в сравнивать вари-анты (прошлых про-ектов);н рассматриватьаналоги (самолетов,спроектированныхранее или зарубеж-ных аналогов);с улучшать проект(самолета по отноше-нию существующихили аналогов за ру-бежом);а подразумевать из-менение (параметровсамолета).Не иметь прототипа(для новых самоле-тов)…………Н0580;в практиковать но-визну (при проекти-ровании новых типовсамолетов);н вводить новшест-ва (в проекты совре-менных самолетов) ит.д.

13.7.2. В. Метод оптимального проектирования.О. Метод оптимального проектирования самоле-тов – это аналитический метод решения задач овыборе наивыгоднейших параметров самолетаконкретного назначения. В основе метода – инже-нерный поиск параметров и характеристик самоле-та, наилучшим образом удовлетворяющих выбран-ному критерию, характеризующему основное каче-ство проектируемого самолета или комплекс ос-

Выбирать парамет-ры (самолета, наивы-годнейшие в анали-тическом отноше-нии)……..…...В0581;см анализироватьварианты (конструк-ций);в конкретизировать

236

новных его качеств. Одним из таких методов явля-ется использование уравнения относительных весовсамолета, разработанное ученым – конструкторомВ.Ф.Волховитиновым.

назначение (самоле-та).Иметь параметры (ихарактеристики само-лета на основе инже-нерного анали-за)…………...И0582;в конкретизироватьоценки, (характери-зующие основное ка-чество проектируемо-го самолета);н комплексироватькачество (оценок ихарактеристик проек-та);см использоватьуравнения (относи-тельных весов само-лета);с относить веса (са-молетов).

13.7.3. В. Автоматизированные методы проектиро-вания.О. Автоматизированные методы проектированиясамолетов с применением ЭВМ решают задачу оп-тимального выбора многих параметров самолета.Разработано много методов и методик подробныхрасчетов, например, на прочность, расчета размер-ных цепей и других ответственных операций в про-ектировании самолетов. Применение ЭВМ позволя-ет во многом автоматизировать процесс проектиро-вания, повысить его качество и сократить срокипроектирования. Примером одной из самых совре-менных систем автоматизированного проектирова-ния может служить система CATIA, разработкифранцузской фирмы Дасье авиасьон и др.

Применять ЭВМ (впроектировании са-молетов)……..П0583;в решать задачу (оп-тимального выборамногих параметров);н разрабатывать ме-тодики (подробныхрасчетов);с рассчитывать це-пи (размерные);а повышать качест-во (проектирования,используя ЭВМ);см сокращать сроки(проектирования);в использовать сис-тему (CATIA) и т.д.

13.8. Учебный проект самолета и его функции

Учебное проектирование самолета включает в себя эскизный проект всокращенном и упрощенном виде, а также включает:

1. Разработку летно–тактических требований к проектируемому самолету;

237

2. обоснование возможности реализации предъявленных летно – тактическихтребований 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 сформулируемтакже по полезным действиям.

Главная функция:Включать сокращения (и упрощения в проектирование само-

лета) …………………………………………………..………………...… В0590.Основная функция:

Упрощать проектирование (самолета) ………………... У0591.Второстепенная функция:

1. Разрабатывать требования (летно – тактические и технические)………………………………………………………………………… Р0591.

2. Обосновывать возможность (реализации предъявленных летно – так-тических требований) …………………………………………..…... О0591.

3. Компоновать схему (основных силовых частей самолета) …….. К0591.4. Приближать оценку (летных свойств спроектированного самолета кидеальному случаю) ………………………………………………... П0591.

5. Доводить конструкцию (одного из агрегатов самолета до совершенст-ва) …………………………………………………………………….. 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 являет-ся его целевое назначение. Комплекс основных требований, предъявляемыхк проектируемому самолету, называют тактико – техническими требования-ми. По полезным действиям, которые выполняют требования, сформулируемих функции.

Главная функция:Знать цель (проектирования) ………………….……..… З0592.

Основная функция:Формулировать назначение (самолета) ………..……. Ф0592.

Второстепенная функция:Предъявлять требования (к самолету и его отдельным агре-

гатам) …………………………………………………….………….…… П0593.

13.9.1. В. Тактико – технические требования.О. Тактико – технические требования к проек-тируемому самолету складываются из летно –тактических, технических и специальных тре-

Складывать тре-бования (к самоле-ту из летно – такти-ческих, технических

238

бований. и специальных)……………..П0594;в формироватьтребования.

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

Решать задачи (по-ставленные заказчи-ком самолета)…………..…Р0595.Знать назначение(самолета).…З0595.Исследовать усло-вия, (в которых бу-дет работать само-лет)……..….И0595.Специализироватьтребования (к са-молету)…….С0595;в согласовыватьвыполнение (всехзадач и требований,поставленных заказ-чиком).

13.9.3. В. Летно – тактические свойства проекти-руемого самолета.О. Летно – тактические свойства проектируе-мого самолета назначают на основе статистиче-ских материалов с учетом современного уровня иперспектив развития авиации. К основным летно– тактическим требованиям – свойствам относят-ся:нmaxϑ

- максимальная скорость полета на задан-ной высоте Н;потΗ - высота потолка полета самолета;

vнL - дальность полета на заданной скорости ивысоте полета;отрϑ - скорость отрыва самолета;

pL - длина разбега самолета при взлете;

посϑ - посадочная скорость самолета;прL - длина пробега самолета при посадке.

Назначать свойст-ва (летно – тактиче-ские на основе ста-тистических мате-риалов)……..Н0595.Учитывать пер-спективы (развитияавиации)……У0595;в анализироватьуровни (современ-ных самолетов иперспективы их раз-вития).Предусматриватьданные (проекти-руемого самолета:нmaxϑ , потΗ , vнL ,отрϑ , pL , посϑ , прLи др.)….……П0595;н закладыватьсвойства (летно –тактические самоле-та для выполнения

239

его главной функ-ции и назначения) идр.

13.10. Возможности создания проектасамолета и его функции

Возможность создания проекта самолета проверяют с помощью урав-нения существования самолета (Болховитинова), которое связывает воединовсе свойства спроектированного самолета. Сформулируем все виды функцийпо полезным действиям.

Главная функция:Проверять возможность (создания проектирования и созда-

ния самолета по уравнению существования Болховитинова) ……...… П0597.Основная функция:

Выявить существование (возможности создания самолета поуравнению Болховитинова) ..…………………………………………… В0597.

Второстепенная функция:1. Связывать свойства (спроектированного самолета воедино)

………………………………………………………………...……... С0597.2. Рассматривать создание (самолета как связывание воедино всехсвойств спроектированного самолета) ……………………..…….. Р0597.

13.10.1. В. Масса самолета. О. Масса самолета (m0) складывается из массосновных 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.

Суммировать мас-су (самолета из со-ставляющих агрега-тов, оборудования,топлива, груза, воо-ружения)..С0598;в обобщить сложе-ние (масс состав-ляющих самолет сполной нагрузкой);н складывать со-ставляющие (пополной нагрузке са-молета по массе).

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

см складыватьмассу (конструкциисамолета из масс со-ставляющих агрега-тов и авионики безтоплива, то есть су-хой вес).Определять массу(конструкции от

240

mк = mкр + mф + mоп + mупр + mш + mа. сложения масс со-ставляющих сухогосамолета)…О0600.

13.10.3. В. Масса двигательной установки.О. Масса двигательной установки складываетсяиз сухой массы составляющих конструкциидвигательной 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.

См Определять массу(сухой конструкциидвигательной установ-ки);Соблюдать характе-ристики (весовые пооптимальным массамсоставляющих двига-тельной установки)……………………С0600.

13.10.4. В. Масса топливной системы.О. Масса топливной системы входит в общуюмассу силовой установки (mсу):mд.у. – масса двигательной установки;mтс – масса топливной системы с топливом (пол-ная нагрузка): mтс = mсу – mд.у.

Учитывать массу (вобщей массе силовойустановки)…….У0600.Считать массу (топ-лива в единой связке смассой конструкциидвигательной установ-ки)……………..С0601.

13.10.5. В. Масса нагрузки.О. Масса нагрузки (грузов) самолета (mн) скла-дывается:mэ – масса экипажа;mоб – масса специального оборудования;mвоор – масса вооружения;mгр – масса грузов, то есть:mн = mэ + mоб + mвоор + mгр.

Составлять нагрузки(на самолет из полныхмасс всех составляю-щих по тактико – тех-ническим характери-стикам и назначению)…………………С0602;в расчитывать на-грузку (самолета пополной массе состав-ляющих и топливу).

13.10.6. В. Уравнение существования самолета.О. Взлетная масса самолета выражается сум-мой:

mо = mк + mду + mтс + mн.Если обе части уравнения разделить на массу са-молета (mо), то получим уравнения в относитель-ных величинах:

нтсдук m m m m +++=1 , (13.1)

где кm , дуm , тсm , нm - относительные массыконструкции самолета, двигательной установки,топливной системы с топливом, нагрузки.Если известны три величины, то по уравнению(13.1) можно определить неизвестную величину.

Осуществлять проект(самолета, если суммаотносительных массменьше единицы)……………………О0603.Приравнивать сумму(числу меньшего еди-ницы)………….П0603.Вычислять величину(из уравнения сущест-вования)……….В0603.Искать сумму (отно-сительных масс мень-ших единицы)…

241

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

………………...И0603.Делить части (левую иправую суммы масс намассу самолета mо)…………………Д0603;см расчитывать су-ществование (самоле-та по формуле относи-тельных масс).

13.11. Выбор схемы самолета и его функции

Схема самолета определяется формой, количеством и взаимным рас-положением основных частей самолета – его крыла, фюзеляжа, оперения идвигателей. От схемы существования зависят аэродинамические, весовые иэксплуатационные характеристики самолета.

По полезным действиям выбора схемы сформулируем все виды функ-ций.

Главная функция:Располагать части (самолета по форме, количеству и взаим-

ной увязке между собой) ………………………………………………… Р0605.Основная функция:

Снижать существование (зависимости от схемы взаимногорасположения 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 созда-ется формой крыла в плане и взаимным рас-положением крыла и горизонтального опере-ния, крыла на фюзеляже и т.п.

Создавать форму (са-молета и его частей)……………………С0606.Изображать самолет(и его части в пла-не)……...………И0606.Формировать облик(самолета)…….Ф0606;в оценивать форму(частей самолета и ихвзаимное расположе-ние).

13.11.2. В. Аэродинамическая схема самолета.О. Аэродинамическая схема самолета опре-деляется взаимным расположением крыла игоризонтального оперения.

Схематизировать аэ-родинамику (самоле-та по расположениюкрыла и горизонталь-ного опере-ния)…………...С0607;

242

см определять схему(аэродинамическую).

13.11.3. В. «Нормальная» схема.О. Крыло самолета нормальной или классиче-ской схемы обтекается невозмущенным пото-ком, а для оперения поток несколько «испорчен»крылом. Несмотря на это хвостовое оперениеобеспечивает хорошую продольную устойчи-вость и управляемость самолета.

Обтекать крыло (не-возмущенным пото-ком)…..…………О0608.«Испортить» поток (дляоперения крылом)…………..………И0608;см обеспечивать устой-чивость (продольную иуправляемость самоле-та).

13.11.4. В. Схема «утка».О. Схема «утка» по сравнению с «нормальной»схемой и схемой «бесхвосткой» характеризуетсяменьшими потерями аэродинамического качест-ва на сверхзвуковых скоростях на балансировкусамолета, что дает возможность на неманеврен-ных сверхзвуковых самолетах обеспечивать за-данную дальность полета при меньшей массе то-плива. Но по ряду характеристик (штопорные,путевая устойчивость) самолеты схемы «утка»хуже, чем самолеты других схем.

Характеризовать по-тери (меньшими, чем усхемы «нормальная» и«бесхвостка»)…..Х0608;в давать возможность

(на неманевренныхсверхзвуковых самоле-тах обеспечивать задан-ную дальность полета);н обеспечивать даль-

ность (полета при мень-шей массе топлива).Балансировать само-

лет (с меньшими поте-рями аэродинамическогокачества)…………Б0609.

13.11.5. В. Схема «бесхвостка».О. Самолет схемы «бесхвостка» имеет меньшиепотери аэродинамического качества на балан-сировку при сверхзвуковых скоростях, чем само-лет «нормальной» схемы и меньшую массу кон-струкции (на 10 –15%), из – за отсутствия гори-зонтального оперения. Но при взлете и посадкесамолет схемы «бесхвостка» уступает самолету«нормальной схемы», так как крыло «бесхвост-ки» не имеет механизации крыла. Для улучшениявзлетно – посадочных характеристик самолетасхемы «бесхвостка» увеличивают площадь кры-ла, что увеличивает массу самолета.

Сохранять баланси-ровку (самолета схемы«бесхвостка» при мень-ших потерях аэродина-мического качества присверхзвуковых скоро-стях)……………..С0610;в улучшать качества(аэродинамические);н снижать массу (само-лета за счет отсутствиягоризонтального опере-ния).Сравнивать конструк-ции (самолетов «бесхво-стка» и «нормальной»схемы при взлете)…………………..С0611;

243

в увеличивать площадь(крыла «бесхвостки» дляулучшения взлетных ха-рактеристик).Улучшать характери-стики (взлетно – поса-дочные, за счет увеличе-ния площади крыла)………………..….У0611.

13.11.6. В. Положение крыла относительно фю-зеляжа.О. При выборе положения крыла относительнофюзеляжа по высоте имеются три схемы: высо-коплан, низкоплан, среднее расположение кры-ла.

Выбирать положение(крыла относительнофюзеляжа в зависимостиот назначения самоле-та)………………...В0611;см иметь схемы: (высо-коплан, низкоплан иконструкции со среднимрасположением крыла).

13.11.7. В. Низкоплан (низкое расположениекрыла).О. Низкоплан имеет ряд конструктивных и экс-плуатационных преимуществ перед высокопла-ном:

1. Удобнее крепится и убирается шасси;2. увеличивается коэффициент подъемнойсилы – Су при взлете и посадке вследст-вии эффективного влияния земли;

3. обеспечивается плавучесть при аварий-ной посадке на воду.

Иметь преимущества(низкоплана над высоко-планом)…...……..И0611;в крепить (убирать)шасси (удобнее);в увеличивать коэффи-циент (подъемной силы– Су при взлете и посадкевследствии эффективно-го влияния земли);н ощущать эффект(влияния земли);в обеспечивать плаву-честь (при аварийнойпосадке на воду);с сажать самолет (наводу при аварийной си-туации).

13.11.8. В. Высокое расположение крыла.О. Схема с верхним расположением крыла име-ет 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 постороннихтвердых частиц в двигатель, расположенномвысоко на крыле.

См иметь преимущест-ва (с верхним располо-жением крыла).Минимизировать со-противление (интерфе-ренции)…….…...М0612.Уменьшать расстояние(от фюзеляжа до зем-ли)……………..…У0612.в создавать удобство (в

244

эксплуатации).Обозревать полосу(взлетно – посадочнуюиз кабины без помех)………………...…О0613.Снижать вероятность(попадания постороннихтвердых частиц в двига-тель)…….………..С0613.Располагать двигатель(высоко на крыле)……………………Р0613.

13.11.9. В. Среднее расположение крыла.О. Среднее расположение крыла, несмотря нааэродинамические преимущества, редко при-меняются на самолетах по компоновочным сооб-ражениям: крыло проходит в зоне кабины.

Располагать крыло (всреднем положении фю-зеляжа реже) ……Р0614.Применять расположе-ние (среднее для уста-новки крыла редко покомпоновочным сообра-жениям)...……..П0615;в устанавливать крыло(в среднем положении взоне кабины реже);

13.11.10. В. Форма крыла в плане.О. На самолетах применяются прямые, стрело-видные, треугольные крылья, крылья с изме-няемой в полете стреловидностью.

Форма крыла в плане характеризуется:стреловидностью (χ);сужением (η);удлинением (λ).

Характеризовать фор-му (крыла в плане:стреловидностью χ;сужением η;удлинением

λ)………………..X0615;см применять крыло(прямое, стреловидное,треугольное, с изменяе-мой стреловидностью).Формировать план(крыла по:стреловидности χ;сужению η;удлинению)…Ф0615.

13.11.11. В. Прямое крыло в конструкции само-лета.О. Прямые крылья имеют угол стреловидностидо 15º. Они имеют трапециевидную форму аплане и применяются на дозвуковых самолетах.Прямые крылья малого удлинения и с малой от-

Иметь угол (стреловид-ности до 15º) И0616;см применять форму(трапециевидную).Использовать форму(крыла трапециевидную

245

носительной толщиной профиля применяются насверхзвуковых самолетах.

на дозвуковых самоле-тах)……...……….И0617.Уменьшать удлинение(и относительную тол-щину профиля на сверх-звуковых самолетах)…………………...…У0618.

13.11.12. В. Стреловидное крыло.О. Стреловидные крылья средних и малых уд-линений применяются для самолетов около исверхзвуковыми скоростями полета.

Доводить скорость (по-лета самолета до около исверхзвуко-вой)……………....Д0618.

13.11.13. В. Треугольные крылья.О. Треугольные крылья со стреловидностью 60– 65º по передней кромке и относительной тол-щиной профиля 3 – 5% широко применяются насверхзвуковых самолетах. Треугольное крылообладает меньшей массой и большей жестко-стью.

Совершенствовать по-лет (на сверхзвуковыхскоростях) ……… С0618.Использовать стрело-видность (в виде тре-угольных крыльев 60 –65º)………………И0619;см минимизироватьтолщину (профиля крыладо 3 – 5%);н снижать массу;с увеличивать жест-кость.

13.11.14. В. Основные параметры оперения.О. Основные геометрические параметры опе-рения проектируемого самолета в учебном про-ектировании назначают по самолету – прототи-пу, статистике или по соотношению: Sго/Sкр;Sво/Sкр

Назначать параметры(оперения по самолету –прототипу или по соот-ношению Sго/Sкр; Sво/Sкр)……………………Н0619.Параметризироватьгеометрию (оперения попо самолету – прототипуили по соотношениюSго/Sкр; Sво/Sкр)…П0620;в типизировать пара-метры (оперения по со-отношению: Sго/Sкр;Sво/Sкр) и т.д.

13.11.15. В. Расположение оперения на самолете.О. Расположение оперения на самолете опреде-ляется: назначением самолета, его аэродинами-ческой схемой, расположением двигателей.

Определять назначение(самолета) ……… О0620.Схематизировать аэро-динамику (самолета)………………………С0620;в располагать (разме-щать) двигатели (в за-висимости от аэродина-

246

мической схемы);н создавать дизайн (са-молета);с обеспечивать качества(аэродинамические).

13.11.16. В. Параметры фюзеляжа.О. Форму поперечного сечения фюзеляжа и егоудлинения для проектируемого самолета следу-ет назначать по самолету – прототипу и стати-стике для фюзеляжей самолетов, подобных про-ектируемому.

Подбирать удлинение(фюзеляжа по самолету –прототипу)………П0621.Учитывать подобие(форм самолетов – прото-типов и статистики)………………………У0621.Согласовывать сечение(поперечное, с удлинени-ем фюзеляжа)……С0621;см назначать сечение(фюзеляжа и его удлине-ние по аналогу).

13.11.17. В. Выбор типа двигателей.О. Тип двигателей, их количество и расположе-ние на самолете определяются его аэродинами-ческой и конструктивной компоновкой. Вучебном проекте подбор типа двигателей, их ко-личество и расположение целесообразно решатьна основе самолета – прототипа и анализа стати-стики.

Предопределять конст-рукцию (и тип самолета,а также его назначение)……………………П0622;в подбирать тип (двига-телей, в зависимости оттребований заказчика).Компоновать конст-рукцию (самолета двига-телями, в зависимости отзаложенных в техниче-ское задание на проекти-рование тактико – техни-ческих требова-ний)………………К0622;в решать вопрос (целе-сообразности установкиили выбора двигателя взависимости от ТТТ);н анализировать стати-стику (при подборе ивыборе двигателей).

13.11.18. В. Выбор параметров двигателей.О. Выбор параметров двигателей проводят подвигателям самолета – прототипа и статистиче-ских данных по двигателям данного типа.

Набирать статистику(по двигателям, исполь-зуемым на самолетах –прототипах)……..Н0623;в использовать стати-стику (при подборе дви-

247

гателей и выборе их па-раметров);н проводить выбор (па-раметров по статистиче-ским данным самолетов –аналогов или прототи-пов).

13.11.19. В. Относительная масса конструкции.О. Относительная масса конструкции проекти-руемого самолета определяется по статистиче-ским коэффициентам:

шузлаупропфкрк mmm mmm m +++++=где крm = 0,10 – 0,13 – относительная массакрыла;фm = 0,07 – 0,12 – относительная масса фюзеля-

жа;опm = 0,020 – 0,025 – относительная масса опе-

рения;упрm = 0,02 – 0,015 – относительная масса

управления;узлаm = 0,03 – 0,455 – относительная масса узла

поворота крыла;шm = 0,04 – 0,06 – относительная масса шасси;

кm = 0,25 – 0,35 – относительная масса конст-рукции самолета.

Обобщать массу (конст-рукции по статистиче-ским коэффициентам)………………………О0624.Связывать массу (кон-струкции с относитель-ной массой, определяе-мой уравнением сущест-вования и статистиче-ским коэффициентом)………………………С0625.Относить коэффициен-ты (статистические кпроектируемому самоле-ту, исходя из уравнениясуществования)… О0625;в рассматривать коэф-фициенты (статистиче-ских данных по конст-рукциям самолетов с по-зиции относительноймассы).Предугадывать целесо-образность (конструкциисамолета по статистиче-ским коэффициентам)………………………П0626.

13.12. Компоновка и центровка самолета и их функции

Компоновка самолета – это процесс взаимной пространственнойувязки частей самолета, их формы и конструктивно – силовой схемы с раз-мещением двигателей, экипажа, оборудования, вооружения, основных гру-зов и снаряжения. Компоновку выполняют после определения геометриче-ских размеров частей самолета и вычерчиванием самолета в трех проекциях.

Под процессом центровки самолета понимают отыскание такого раз-мещения всех грузов на самолете, которое обеспечивает строго определен-ное положение центра тяжести (Ц.Т) самолета в течение всего полета.

248

По полезным действиям этих технических процедур сформулируем всевиды функций.

Главная функция:Формировать образ (самолета с взаимоувязкой всех частей и

агрегатов) ……………………...…………………………………………. Ф0626.Основная функция:

Увязывать части (самолета с формой, конструктивно – сило-вой схемой размещения агрегатов и оборудования) ……...…………… У0626.

Второстепенная функция:1. Вычерчивать самолет (в трех проекциях) …………………….… В0626.2. Центровать конструкцию (методами размещения всех видов оборудо-вания и грузов) ………………………………………..…………..… Ц0626.

3. Определять центр (тяжести) ……………………………………... О0627.4. Обеспечивать положение (центра тяжести) …………………….. О0628.

13.12.1. В. Компоновка самолета.О. Принято различать аэродинамическую иконструктивную компоновку самолета.

Аэродинамическая, конструктивная компоновка,центровка самолета представляют собой еди-ный процесс, во время которого увязываетсявзаимное расположение основных агрегатовсамолета, силовая схема, конфигурация, разъ-емы, люки и пр.

Различать компо-новку (аэродинамиче-скую и конструктив-ную самоле-та)………..……Р0629.Представлять про-цесс (аэродинамиче-ской, конструктивнойкомпоновки и цен-тровку самолета какединый)……....П0629.Увязывать располо-жение (основных аг-регатов самолета)………………..У0629;в компоновать само-лет (в соответствии сТТТ и требованиямизаказчика).

13.12.2. В. Аэродинамическая компоновка само-лета.О. Аэродинамическая компоновка – этоформирование внешних обводов самолетов,выбор размеров, очертаний и взаимного рас-положения крыла, фюзеляжа, оперения, дви-гателей, взлетно – посадочных и др. уст-ройств, обеспечивающих возможность наи-лучшего выполнения поставленной задачи.

Формировать обводы(внешние самоле-та)…….…….…Ф0629.Выбирать размеры (иочертание самолета, иагрегатов)……..В0629.Располагать агрега-ты (взаимосвязаннодруг с другом: крыло,оперение с фюзеляжеми взлетно – посадоч-ных агрегатов)..Р0630;

249

см обеспечивать воз-можность (наилучше-го выполнения постав-ленных задач).Ставить задачи (пе-ред самолетом).С0630.

13.12.3. В. Конструктивная компоновка самоле-та.О. Конструктивная компоновка – это фор-мирование конструкции самолета в заданныхгабаритах и размещение грузов, экипажа, топ-лива, оборудования и пр. С обеспечением не-обходимой центровки, разработки его силовойсхемы, обеспечение прочности и работоспо-собности конструкции, обеспечение наилуч-ших возможностей ее изготовления и экс-плуатации.

Воплощать проект(самолета в конструк-тивном формированииего образа и индиви-дуальности)…..В0630;см формировать кон-струкцию (самолета).Проектировать схему(расположения сило-вых узлов и директив-ный техпроцесс изго-товления)……..П0630;в оптимизироватьразмещение (всех не-обходимых агрегатов,узлов и оборудованиясамолета);см разрабатыватьсхему (силовую, схемуувязки и др.);н производить расче-ты (на прочность, тру-доемкости изготовле-ния и др.).

13.12.4. В. Что обеспечивает аэродинамическаякомпоновка.О. Аэродинамическая компоновка должнаобеспечить:1. Получение аэродинамических и геометриче-ских характеристик для расчетов, обеспечи-вающих заданные летно – тактические дан-ные самолета при наименьших размерах имассе самолета;

2. необходимую устойчивость и управляемостьсамолета в полете;

3. возможность создания конструкции, удовле-творяющей условиям прочности, жесткости;

4. возможность получения объемов фюзеляжа,крыла, достаточных для размещения экипа-жа, грузов, пассажиров, оборудования и т.д.

Получать характери-стики (аэродинамиче-ские и геометриче-ские) ...П0631;в расчитывать дан-ные (летно – тактиче-ские при наименьшихразмерах и массе са-молета).Обеспечивать устой-чивость (и управляе-мость самолета в по-лете)……….…..О0631.Достигать возмож-ность (создания кон-струкции прочной, же-

250

сткой и легкой)………………..Д0631.Изображать фюзеляж(объемным, достаточ-ным для размещенияэкипажа, грузов, пас-сажиров, оборудова-ния и запасов топли-ва)……………И0621.

13.12.5. В. Что обеспечивает конструктивнаякомпоновка.О. Конструктивная компоновка самолетадолжна обеспечивать:1. Возможность создания конструкции необ-ходимой прочности и жесткости при наи-меньшей массе самолета;

2. удобство размещения экипажа и возмож-ность выполнения поставленной задачи;

3. рациональное размещение оборудования ивооружения;

4. размещение расходуемых грузов ближе кцентру тяжести самолета, чтобы изменениемассы не влияло на центровку самолета;

5. наилучшие возможности для обслужива-ния самолета, его оборудования и вооруже-ния в эксплуатации;

6. наилучшую технологичность изготовлениясамолета;

7. наилучшую ремонтную технологичность;8. возможность аварийного покидания воен-ного самолета в воздухе, а пассажирскогосамолета через аварийные люки – двери привынужденной посадке.

Создавать конструк-цию (самолета в соот-ветствии с требова-ниями заказчика)……….…………С0622;в выполнять самолет(необходимой прочно-сти и жесткости принаименьшей массе);н размещать авиони-ку, (экипаж, оборудо-вание для выполненияпоставленной задачиперед самолетом).Рационализироватьразмещение (специ-ального оборудованияи вооружения)...Р0622.Центровать самолет(размещением грузов –расходуемых, обору-дования и пр.)..Ц0622;в обслуживать само-лет (в наилучших ус-ловиях).Улучшать техноло-гичность (изготовле-ния, обслуживания иремонта самолета)………………...…У0622.Исключать ситуации(как аварийные в возду-хе)……………..И0623.Предусматриватьлюки – двери (ава-рийные для покидания

251

самолета в воздухе)…..……………….П0623.

13.12.6. В. Центровка самолета.О. Под центровкой самолета следует пониматьпроцесс отыскания такого положения по раз-мещению грузов на самолете (в конструктивномплане), которое обеспечит положение центра тя-жести самолета даже при уменьшении расходуе-мых грузов (например, дополнительного топливаи отстреливаемых баков) в течении всего полетасамолета.

Компоновать конст-рукцию (по размеще-нию грузов и оборудо-вания, с учетом сохра-нения центра тяжестисамолета неизменным)………………К0624;в отыскивать поло-жение (по размеще-нию оборудования игрузов на самолете).Центровать тяжесть(самолета при умень-шении расходуемыхгрузов)………...Ц0625.

13.12.7. В. Положение центра тяжести самолета.О. Центровка самолета определяется положе-нием центра тяжести самолета относительноноска (в) средней аэродинамической хорды(САХ) и выражается в процентах САХ:

%вХ

Хсах

цтц.т 100⋅= ,

где Хц.т – расстояние центра тяжести самолета относка в САХ.

Различают предельно переднюю и предель-но заднюю центровки.

Центровать самолет(по положению центратяжести относительноноска в средней аэро-динамической хорды)………Ц0626;в определять поло-жение (центра тяже-сти);н выражать хорды (впроцентах САХ:

%вХ

Хсах

цтц.т 100⋅= ).

Различать центровку(предельно переднююи предельно заднюю)…………………Р0627.

13.12.8. В. Предельно – передняя центровка.О. Предельно-передняя центровка определяетсяусловиями возможности балансировки самолетапри посадке или при маневре («запасом рулей напосадку или маневр»).

Балансировать само-лет (при посадке илиманевре)….Б0627;в определять условия(возможности балан-сировки);н «запасать рули (напосадку или маневр»).

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

Сохранять устойчи-вость (продольнуюсамолета в полете)

252

сти самолета в полете. Для обеспечения статиче-ской продольной устойчивости самолета необхо-димо, чтобы его центр тяжести находился впере-ди фокуса.

……………..…С0627.Размещать центр(тяжести самолетавпереди фоку-са)…………….Р0628;см обеспечивать ус-тойчивость (продоль-ную);в идеализироватьцентровку (предельнозаднюю).

13.12.10. В. Диапазон центровок самолета.О. Расстояние от предельно передней до пре-дельно задней центровки определяет диапазон(разбег) центровок. Диапазон выбирается приучебном проектировании из статистических дан-ных для выбранной схемы самолета.

Диапазон центровок составляет 2 – 6%.

Выбирать диапазон(центровок)…В0628;в определять диапа-зон [(разбег) центро-вок];н проверять данные(статистические);с составлять диапа-зон (2 – 6%).

13.12.11. В. Порядок расчета центровки самоле-та.О. Центровка самолета определяется для раз-личных вариантов загрузки самолета. Предвари-тельно намечают положение центра тяжести от-дельных частей и грузов, составляющих массусамолета. Центр тяжести крыла (оперения) при-нимают на расстоянии (0,38 – 0,42)l ср от носкасредней хорды. Центр тяжести фюзеляжа прини-мают на расстоянии 0,4l ср от передней частифюзеляжа.На боковой проекции самолета, вычерченной вмасштабе, наносят точки, соответствующие цен-тру тяжести отдельных агрегатов, узлов и т.д. За-тем подсчитывают моменты каждого груза отно-сительно передней точки фюзеляжа. Составляютвесовую ведомость. Полученную сумму(∑mгр χ гр) делят на сумму масс грузов (∑mгр), чтои дает расстояние ( χ ) центра тяжести самолетаот передней точки фюзеляжа:

∑∑

=гр

гргр

mm χ

χ .

Так как положение носка (в САХ) средней аэро-динамической хорды относительно выбраннойточки отсчета, то есть ( χ САХ) и величина в

Намечать положение(центра тяжести от-дельных частей и гру-зов самолета)…Н0628.Принимать центр(крыла оперения нарасстоянии (0,38 –0,42)l ср от носкасредней хор-ды)……………П0628.Располагать центр(тяжести фюзеляжа нарасстоянии 0,4l ср отпередней части фюзеля-жа)……..……...Р0629.Наносить точки (со-ответствующие центрутяжести отдельных аг-регатов, узлов идр.)……………Н0629.Подсчитывать мо-менты (каждого грузаотносительно перед-ней точки фюзеля-жа)……………П0629.

253

САХ известны, то центровку относительно САХопределяют по формуле:

100%⋅=сах

сахц.т в

-

χχχ .

Если положение центра тяжести окажется вненамеченного эксплуатационного диапазона цен-тровок, то следует поправить центровку.

Составлять ведо-мость (весовую)………………..С0629.Делить сумму (массгрузов ∑mгр χ гр насумму масс грузов∑mгр)…………Д0629;в вычислять рас-стояние (центра тяже-сти самолета от перед-ней точки фюзеляжа:

∑∑

=гр

гргр

mm χ

χ );

н применять форму-лу (для определенияцентровки относи-тельно САХ:

100%в -

сах

сахц.т ⋅=

χχχ ).

Поправить центров-ку (в случае положе-ния тяжести вне наме-ченного эксплуатаци-онного диапазона цен-тровок)…....П0630;см скорректироватьцентровку.

13.12.12. В. Исправление центровки самолета.О. Исправление центровки может быть осуще-ствлено тремя способами (или их комбинацией):1. Изменением компоновки, то есть перемеще-нием различных грузов. При этом переднююцентровку направляют перемещением грузовназад, а заднюю – перемещением грузов впе-ред;

2. изменением положения крыла относительнофюзеляжа, так как с перемещением крыла пе-ремещается и САХ;

3. изменением стреловидности крыла с сохра-нением положения корневой хорды.

Исправлять цен-тровку (самоле-та)………….…Н0630;в изменять компо-новку;н перемещать грузы;с направлять пере-мещение (грузов на-зад – для переднейцентровки; вперед –для задней).Менять положение(крыла относительнофюзеляжа)……М0630;см изменять стрело-видность (крыла с со-хранением положениякорневой хорды);

254

см перемещать САХ,(так как с перемеще-нием крыла перемеща-ется и средняя аэроди-намическая хорда).Направлять цен-тровку (перемещени-ем грузов и оборудо-вания)…………Н0631.

13.13. Оценка летных данных спроектированногосамолета и ее функции

После определения взлетной массы самолета его основных разме-ров, проведения компоновки и центровки надо определить его основныелетные свойства и проверить, удовлетворяет ли спроектированный самолетпредъявленным к нему основным летно – техническим требованиям. Сфор-мулируем функции оценки по полезным действиям.

Главная функция:Оценивать данные (спроектированного самолета по результа-

там моделирования самолета) …………………………………….…….. О0632.Основная функция:

Делать заключение (о конструкции самолета в части пригод-ности проекта)…………………………………………………….…….… Д0632;

в определять свойства (самолета: компоновки, центровки,летные и тактико – технические);

н проверять массу, (размеры, компоновку, центровку, основ-ные летные свойства).

Второстепенная функция:Подготовить проект (на заключение экспертной комиссии за-

казчика) ……………………………………………………...…………..П0633.Заключить договор (подряда на запуск самолета в производ-

ство) …………………………………………………………………….…. З0633.Выдать условия: (технические, поставки конструкторской до-

кументации заводу – изготовителю и др.) ………………………...…. В0633.

13.14. Принципы разработки конструкции агрегатовсамолета и его функции

Агрегаты самолета (крыло, горизонтальное и вертикальное оперение,фюзеляж, закрылок, руль и др. агрегаты) разрабатываются по следующимпараметрам:1. Определяются геометрические характеристики;2. определяются нагрузки на агрегат;3. выбирают конструктивно – силовую схему;4. строят эпюры сил и моментов;

255

5. рассчитывают силовые элементы на прочность;6. подбирают сечение конструктивных элементов;7. вычерчивают конструкцию агрегата;8. обосновывается и дается характеристика применяемых материалов.

Сформулируем функции принципов разработки по их полезнымдействиям.

Главная функция:Структурировать агрегаты (самолета по приоритету и иерар-

хии расположения) …………………………………………………...….. С0634;в рассматривать последовательность (разработки по прин-

ципу новизны и приоритету агрегатов).Основная функция:

Соблюдать закономерность (проектирования и традицииавиационной промышленности) ………………………………………… С0635.

Учитывать опыт (проектирования самолетов и предыдущиеразработки) ……………………………………………………………..… 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 проектированиясамолетов и его функции

В заключении проектирования надо произвести оценку спроектиро-ванного самолета и сделать заключение с существующими аналогами – са-молетами, проанализировать преимущества, которые, на взгляд главногоразработчика (главного конструктора), имеет спроектированный самолет полетным, техническим, тактическим и эксплуатационным данным.

Экспертная комиссия во главе с главными заказчиком и конструкто-ром делает вывод о соответствии летно – технических и эксплуатационныхданных спроектированного самолета комплексу требований, которые были кнему предъявлены.

Сформулируем все виды функций к этому этапу (анализу) проектиро-вания по полезным действиям.

Главная функция:Оценить проект (самолета) …………………………….. О0638.

256

Проанализировать результаты (проектирования самолета)…………………………………………………………………………..… П0638.

Основная функция:Сравнивать объект (проектирования с существующими само-

летами – аналогами) …………………………………………….……..… С0638.Делать выводы (о пригодности спроектированного самолета

требованиям заказчика) ………………………………………………….. Д0638.Второстепенные функции:

1. Принимать решение (об изготовлении опытного образца самолета)…………………………………………………………………………….. П0639.

2. Дорабатывать чертежи (по заключениям заказчика или экспертной комис-сии) ……………………………………………………….……………… Д0639.

3. Считать трудоемкость (и лимитную стоимость на изготовление опытногообразца) ………………………………………………………………….. С0640.

4. Моделировать затраты (на проектирование и изготовление по сравнению слимитной стоимостью самолета) ………………………………...…….. М0640.

5. Заключать обязательства (на поставку самолета потребителям)………………………………………………………………...……………З0640.

257

14. ТЕЗАУРУС НА ОБЪЕКТЫ ОБЩЕГОИ СРЕДНЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ

К объектам общего и среднего машиностроения следует относить ле-тательные аппараты разового пользования: ракеты, самолеты, управляемыеснаряды, бомбы и др. В данном разделе дадим краткие характеристики неко-торым видам названной техники по укрупненным блокам и агрегатам, болееили менее сходными с самолетами.

14.1. Ракетоносители и их функции

К ракетоносителям тяжелого и среднего класса следует относить лета-тельные аппараты разового действия (хотя в последние годы теоретическисуществуют ракетоносители и многоразового действия, только пока онипрактически не применяются, из – за высокой стоимости в изготовлении инесовершенства), которые обеспечивают вывод в космическое пространствокосмических объектов. Ракетоносители по классической схеме состоят изнескольких блоков: первый блок А, который обеспечивает преодоление зем-ного тяготения и выводит всю ракету на определенную высоту в течение 90секунд работы; второй блок Б, который развивает (увеличивает) скоростьподъема ракеты, полученной от блока А и в течение 75 – 90 секунд поднима-ет космический комплекс еще на определенную высоту до момента включе-ния блока В – третьей ступени ракетоносителя, который обеспечивает пре-одоление земного тяготения практически полностью. Далее, разгонный блокГ обеспечивает вывод на околоземную орбиту космического объекта и при-дает ему первую космическую скорость – 7,91 км/сек.

При необходимости получения второй космической скорости и отрывакосмического объекта от орбиты искусственного спутника Земли, включает-ся 4й разгонный блок Д, который развивает скорость 11,19 км/сек, а далее и16,7 км/сек, для отрыва космического объекта от орбиты Земли и притяже-ния солнечной системы, и дальнейшего полета в глубокий космос.

Сформулируем некоторые функции ракетоносителя по полезным дей-ствиям, 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 сту-пени.О. Первый блок ракетоносителя (А) обеспечи-вает отрыв основной массы ракетного ком-

Отрывать массу (ра-кетоносителя по вер-тикали от притяженияЗемли)…………О0651.

258

плекса от притяжения Земли и придает всемуракетному комплексу разгон по вертикали достратосферы в течение 90 секунд полета.

Осуществить разгон(ракетоносителя повертикали)…….О0652.

14.1.2. В. Назначение межблоковой фермы.О. Межблоковая ферма служит разграничени-ем и физическим барьером между двумя бло-ками, работающими одновременно в течение10 – 15 секунд до набора вышестоящего блока100% мощности, после чего происходит от-стреливание нижестоящего блока вместе с пе-реходной фермой.

Разграничивать бло-ки (в момент одновре-менной работы двухблоков) ……….Р0653.Соединять блоки (собразованием ракетно-го комплекса) ...С0653.

14.1.3. В. Назначение второго блока (Б) раке-тоносителя.О. Второй блок ракетоносителя (Б) предна-значен для дальнейшего разгона ракетногокомплекса, после получения предварительно-го скоростного импульса от блока А. Работаетблок Б в течение 90 секунд и включается за 15секунд до отключения блока А. Эта процедураобосновывается тем, что силовые установкиблока «Б» за 15 секунд совместной работы сблоком «А» набирают мощность до 100%.

Подхватывать разгон(ракетного комплекса)…………………П0653.Разгонять комплекс(ракетный по вертикали+)………….……Р0654.Усиливать импульс(скоростной)…..У0654;в доводить мощность(до максимума);н выполнять задачи,(поставленные передракетоносителем).

14.1.4. В. Силовая установка ракетоносителя.О. Силовая установка ракетоносителя состоитиз комплекса ракетных двигателей, установ-ленных по спаренной схеме. Мощность двига-теля определяется в зависимости от назначе-ния носителя и массой всего комплекса, аименно, от нескольких тонн до десятков тысячтонн тяги.

Создавать тягу (реак-тивную)………..С0654.Преобразовыватьэнергию (взрыва)…………………П0654;н определять мощ-ность (силовой уста-новки).Образовывать уста-новку (силовую изкомплекса ракетныхдвигателей)……О0654;в спаривать двигате-ли (для усиления реак-тивной тяги).

14.1.5. В. Блок «В» ракетоносителя и его назна-чение.О. Блок «В» является третьей ступенью ракето-носителя, работает также автономно как ступенипервая и вторая. Также как блок «Б» включаетсяза 10 – 15 секунд до окончания работы блока«Б». Набрав мощность от 75% до 100%, блок «Б»

Развивать ускорение(ракетно – космическо-го комплекса)….Р0655;в совершенствоватьполет (в пределах ат-мосферы) и т.д.

259

отстреливается и блок «В» начинает работать вавтономном режиме, придавая ракетно – косми-ческому комплексу очередное ускорение.14.1.6. В. Блок «Г» ракетоносителя.О. Блок «Г» находится в головном блоке раке-тоносителя и называется разгонным блоком. Онвключается в околокосмическом пространстве ислужит для разгона основного головного блокадля вывода его в космическое околоземное про-странство. В этом блоке (Г) баки горючего иокислителя изготавливаются по модели тора иназываются торовыми баками. Принцип устрой-ства двигателей тот же, что и на основных бло-ках, только меньшей мощности.

Развивать скорость(головного блока, близ-кую к первой космиче-ской скорости)……………………Р0656;в выводить объект (наоколоземную орбиту);н изготавливать баки(торовыми для эконо-мии объема и умень-шения массы, а такжеулучшения летных ха-рактеристик);с улучшать характе-ристики (и снижатьмассу головного бло-ка);см снижать массу (го-ловного блока).

14.1.7. В. Межбаковые отражатели и их назначе-ние.О. Межбаковый отражатель устанавливается вверхней части блоков и изготавливается из жа-ропрочных материалов с целью сохранения ба-ков от газовой струи вышестоящего блока, когдадва блока работают одновременно.

Защищать баки (ни-жестоящего блока отгорячей газовой струи)………………..З0656;в отражать струю (го-рячих газов работаю-щего блока);н обеспечивать пожа-робезопасность (ниже-стоящего блока).

14.1.8. В. Ракетные баки горючего.О. Ракетные баки горючего выполняются в не-скольких вариантах и могут быть несущими ба-ками и баками пассивными. Несущие баки вы-полняют роль корпуса ракеты и они наиболееэкономичны с позиции уменьшения массы ра-кеты.

Баки горючего выполняются также в видешаров и называются пассивными, так как они неявляются несущими, в чем проигрывает массаракеты, а соответственно теряется масса полез-ного груза, выводимого в космическое простран-ство. Суть конструкции шарообразных баков со-стоит в том, что технология их изготовления на-

Содержать горючее(ракетоносите-ля)………..…… С0656.с снижать массу (раке-тоносителя за счет кон-струкции несущих ба-ков);а представлять корпус(ракеты одновременнос размещением горюче-го);с хранить горючее (спостоянной понижен-ной температурой без

260

много проще, чем изготовление баков несущейконструкции. Но есть одно преимущество – онименее взрывоопасны и пожароопасны, а такжев шарообразных баках охлажденное горючееможет храниться длительное время без дополни-тельного залива.

подкачки).Размещать горючее (втеле ракеты)….Р0657;а упрощать техноло-гию (изготовления ба-ков горючего в видешаров);с охлаждать горючее(однажды и поддержи-вать его температуру засчет теплоизоляциишарообразных баков);а поддерживать тем-пературу (горючегодлительное время безнаддува и подкачки);н выбирать конст-рукцию (баков горю-чего в зависимости отназначения ракетоно-сителя).

14.1.9. В. Баки окислителя и их назначение вконструкции ракеты.О. Баки окислителя служат для размещения втеле ракеты жидкого кислорода, так как конст-рукция ракетного двигателя такова, что он рабо-тает на смеси «керосин – кислород» (ракетоноси-теля). Прямая подача керосино – кислороднойсмеси в десятки тысяч раз повышает тягу ракет-ного двигателя по сравнению с авиационнымдвигателем. Поэтому окислитель горючего дляракетных двигателей размещается на борту раке-тоносителя в кислородных или иных баках, в за-висимости от вида окислителя (кроме кислородадля окисления горючего применяются и другиевиды окислителя – это азотная кислота, продукт«АЖ» и «ГГ»).

Содержать продукт(окисления горючего втеле ракеты)….С0658;в поддерживать ин-тенсивность (окисле-ния горючего и работыдвигателя ракеты);н увеличивать эффект(образования горючейсмеси и создания реак-тивной тяги);с создавать мощность(ракетного двигателя);а усиливать горение(топлива в камере сго-рания ракетного двига-теля);с сохранять автоном-ность (работы двигате-ля в безвоздушномпространстве);см иметь запас (окис-лителя в безвоздушномпространстве для обес-печения работы ракет-

261

ного двигателя).14.1.10. В. Общая компоновка и назначение го-ловного блока ракетоносителя.О. Головной блок – это в основном космиче-ский объект или объект оборонного назначения,который обязательно попадает в космическоепространство для выполнения поставленных за-дач перед объектом, размещенным в головномблоке. В состав головного блока по укрупненнымагрегатам входят: раскрываемый обтекатель;космический объект; разгонная установка; тор-мозная установка и корректирующая установка.На более мелкие агрегаты делить далее головнойблок не следует.

Выполнять задачи(поставленные передобъектом).……В0659;в выводить объект(различного назначенияв космос);н доставлять грузы (вкосмическое простран-ство);

14.1.11. В. Общее назначение тяжелого ракето-носителя.О. Тяжелый ракетоноситель обеспечивает дос-тавку в космическое пространство тяжелых ис-кусственных спутников, спутников связи, геоде-зических спутников, спутников спецсвязи, спут-ников по линии министерства обороны и др.

Тяжелый ракетоноситель размещается на-кануне запуска ИСЗ на стартовой позиции и го-товится к запуску несколько суток.Предварительно тяжелый ракетоноситель прохо-дит все наземные испытания на функционирова-ние систем заправки, систем управления и дру-гих систем, обеспечивающих успешный запуск.Далее, за одни сутки до запуска ракетоносительзаправляют горючим и окислителем и осуществ-ляют постоянный контроль, вплоть до запуска,всех систем жизнеобеспечения ракетоносителя идр.

Осуществлять дос-тавку (космическихобъектов в космос в со-ответствии с програм-мой)……………О0660;в преодолевать при-тяжение (земное);н устанавливать ра-кетоноситель (на стар-товой позиции);с проверять системы(жизнеобеспечения ра-кетоносителя);а анализировать го-товность (ракетоноси-теля к старту);в проводить испыта-ния (всех систем раке-тоносителя в условияхстартовой позиции);с заправлять ракето-носитель (топливом иокислителем).

14.1.12. В. Наземные коммуникации ракетногокомплекса и их функциональное назначение.О. Наземные коммуникации – это сложныйинженерный комплекс, обеспечивающий полнуюподготовку к запуску тяжелого ракетоносителя.Это инженерные помещения с электронным обо-рудованием; лаборатории комплексных испыта-ний и моделирования полета; комплекс запра-вочных станций окислителем и горючим и др.

Осуществлять обслу-живание (ракетоноси-теля перед стартом)……………………О0661.Испытывать ком-плекс (ракетнокосми-ческий по предполет-ной программе)…………………….И0662.

262

Подготавливать за-пуск (ракетоносителяпо комплексной про-грамме испытаний)……………………П0662.Обслуживать ракето-носитель (перед стар-том и в момент запус-ка)……………...О0663.Готовить ракету (ккомплексным испыта-ниям)…………...Г0662.

263

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Сформулируйте, что такое функционально-стоимостной анализ (ФСА) ифункционально-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 конст-рукции самолета?

9. Что такое полезное действие, свойство или состояние системы (объекта, из-делия 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 по-строения?

22. Назначение оперения и его функция?23. Чем отличается конструкция самолета типа «бесхвостка» от классическойсхемы самолета?

24. Назовите силовые элементы крыла и оперения, и есть ли у них различие сконструктивной 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 использова-ния 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 совре-менных 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 са-молета?

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 аппа-рата (ЛА), весьма, сложная, многообразная в названиях агрегатов, составныхчастей ЛА и др. В зависимости от конструкторского бюро, проекта самолета(ЛА) допускаются различные «вольности» в названиях различных технологиче-ских операций, переходов и др. На заводах – изготовителях данного ЛА приразработке технологической документации, особенно технологических процес-сов на изготовление деталей, узлов, агрегатов ЛА, допускается великое множе-ство формулировок одного и того же процесса или операции, что вносит нево-образимую трудность при обработке различной технологической информациина ЭВМ.

Технологам, системотехникам, программистам, работникам служб пла-нирования производства ЛА приходится проделывать (выполнять) гигантскую,в основном рутинную, работу по подготовке технической информации для об-работки на ЭВМ и особенно технологической документации для того, чтобыможно было всю рутинную работу для написания технологической документа-ции и плановых заданий поставить на поддержание от ЭВМ.

Авторами настоящей работы проделана огромная многолетняя работа поанализу конструкций ЛА, а также технологической документации с тем, чтобысформулировать перечень основных технологических функций по правиламорганизации тезауруса – информационного языка автоматизированных системпроектирования и управления разработками.

Организация информационного тезауруса в настоящей работе определяетпоследовательность и иерархию построения летательного аппарата (в основномсамолета) и преследовала две цели:1. Сформулировать вопрос по конструкции самолета в последовательности егопроектирования и изготовления, и дать на него краткий, но понятный длялюбого читателя (особенно студента) ответ.

2. Сформулировать на вопрос и ответ главную, основную и второстепеннуюфункции по правилу: «действие и предмет действия» в винительном паде-же повелительного наклонения, именно так, как формулируется действиепри 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 авиа-ционных колледжей, вузов, работникам технологических служб авиационныхпредприятий, а также аспирантам, занимающихся исследованиями систем ав-томатизированного проектирования и управления разработками, их модерниза-цией и адаптацией в условиях авиационного производства и проектных бюроавиаракетостроения.

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 летательныхаппаратов. – М.: Машиностроение, 1987.6. Прицкер А.М., Сахаров Г.И. Аэродинамика. – М.: Машиностроение, 1968.7. Сапожников В.М. Монтаж и испытания гидравлических и пневматическихсистем на летательных аппаратах. – М.: Машиностроение, 1972.8. Бабушкин А.И. Моделирование и оптимизация сборки летательных аппара-тов. – 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 типовыхфункций локальной информационной конструкторско – технологической базыСАПР – СТО / Деп. в ЦНИИ «Румб», № ДР – 2989, 1989.12. Попов П.М. Метод совершенствования системы классификации и кодирова-ния конструкторско – технологической информации в инструментальном про-изводстве / Деп. в ЦНИИ «Румб», 07.07.87, № ДР – 2782.13. Стандарт СЭВ от СЭВ 17Н275. Тезаурус. Виды тезаурусов. Термины и оп-ределения. 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 специ-альностей вузов / В.Н.Ершов, В.В.Павлов, М.Ф.Каширин, В.С.Хухорев. – М.:Машиностроение, 1986.16. Белянин П.Н. Производство широкофюзеляжных самолетов. – М.: Машино-строение, 1979.17. Вигдорчик С.А. Технологические основы проектирования и конструирова-ния 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 технологиче-ской оснастки машиностроительного производства: Учеб. пособие для машино-строит. спец. вузов / Под ред. Ю.М.Соломенцева. – 2е изд.,испр. – М.: Высш.шк.,1999.

267

20. Бойцов В.В. Научные основы комплексной стандартизации технологическойподготовки производства. – М.: Машиностроение, 1982.21. Бояршинов С.В. Основы строительной механики машин. – М.: Машино-строение, 1973.22. Горанский Г.К. Элементы теории автоматизации машиностроительного про-ектирования с помощью вычислительной техники. – Минск: Наука и техника,1970.23. Корсаков В.С. Основы конструирования приспособлений в машинострое-нии. – М.: Машиностроение, 1971.24. Кузнецов Ю.И. Современные отечественные станочные приспособления. –М.: НИИМАШ, 1978.25. Кузнецов Ю.И. Технологическая оснастка к станкам с программным управ-лением. – М.: Машиностроение, 1976.26. Митрофанов С.П. Научная организация машиностроительного производства.– Л.: Машиностроение, Ленинград. отделение, 1976.27. Пухов А.С. Информационно – поисковые системы при автоматизированнойподготовке оснастки. – М.: Машиностроение, 1978.28. Соколов Е.В. Выбор оптимальных объемов технологической оснастки. – М.:Машиностроение, 1985.29. Схиртладзе А.Г. Информационное моделирование конструкций установоч-ных приспособлений. – М.: МГЦНТИ, №19, 1993.30. Фираго В.П. Основы проектирования технологических процессов и приспо-соблений. Методы обработки поверхностей. – М.: Машиностроение, 1973.31. Цветков В.Д. Система автоматизации проектирования технологических про-цессов. – М.: Машиностроение, 1972.32. Цветков В.Д. Системно – структурное моделирование и автоматизация про-ектирования технологических процессов. – Минск: Наука и техника, 1979.33. Попов П.М. Оптимизация технических решений проектирования и управле-ния на основе экономико – математических методов анализа. Монография. /Под науч. ред. Профессора Ю.П.Егорова, УлГТУ, 2000.34. Попов П.М. Организационная последовательность оптимизации выбора ре-шений на основе функционально – стоимостной инженерии. Прогрессивныетехнологии, материалы и конструкции: Сборник научных трудов. УлГТУ, 1999.35. Попов П.М., Ляшко Ф.Е. Оптимальное управление в ходе эволюционногоразвития процессов и систем. Учеб. пособие. УлГТУ, 2000.36. Попов П.М. Правила разработки тезауруса – информационного языка авто-матизированных систем. Составление дескрипторного словаря функций авиа-ционного 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 машино-строения: 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 иБ.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 специ-альностей 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 про-цессов в самолетостроении.-М.: Машиностроение, 1981.47. Павлов В.В. Математическое обеспечение САПР в производстве летатель-ных аппаратов.-М.: Изд. МФТИ, 1978.48. Корсаков В.С. Автоматизация производственных процессов.-М.: Высшаяшкола,1978.49. Шекунов Е.П. Основы технологического членения конструкций самолетов.М.: Машиностроение, 1988.50. Попов П.М. Метод описания и систематизации конструкторско-технологической информации в инструментальном производстве / Деп. вЦНИИ «Румб», 7.07.87, № ДР-2782.51. Попов П.М. Принципы построения систем автоматического управленияприменительно к управлению летательными аппаратами: Учебное пособие. Длястудентов вузов, обучающихся по специальности «Самолётостроение». Улья-новск: УлГТУ, 2000.52. Попов П.М. Оптимизация технических решений проектирования и управле-ния на основе экономико-математических методов анализа.-Ульяновск: УлГТУ,2000.53. Разработка САПР: В 10 кн. Кн.10. Лабораторный практикум на базе учебно-исследовательской 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 авиаци-онного производства.-Ульяновск: УлГТУ, 2000. 172с.

269

УЧЕБНОЕ ИЗДАНИЕ

Попов Петр МихайловичСоколова Ольга Федоровна

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

Учебное пособиеКорректор Н.А. Евдокимова

Изд.лиц.020640 от 22.10.97Подписано в печатьформат 60х84/16.Бумага писчая. Усл.печ.л. Уч.-изд.л.

Тираж 200 экз. ЗаказУльяновский государственный технический университет.

432027, г. Ульяновск, Сев. Венец,32.Типография УлГТУ, 432027, Ульяновск, Сев. Венец, 32.