Text
                    ГА. НИКИТИН, Е. А. БАКАНОВ
основы
АВИАЦИИ
ИЗДАНИЕ ВТОРОЕ, ПЕРЕРАБОТАННОЕ
И ДОПОЛНЕННОЕ
Утверждено
Управлением учебных заведений МГА
в качестве учебника для вузов
гражданской авиации
МОСКВА "ТРАНСПОРТ
1984

УДК 629.7001 Л 11(075.8) Никитин Г. А., Баканов Е. А. Основы авиации: Учебник для вузов гражданской авиации.— 2-е изд., перераб. и доп.—М.: Транспорт, 1984.— 261 с. В книге содержатся сведения о воздушной среде, основах аэродина- мики и динамики полета самолетов и вертолетов. Рассмотрены схемы ле- тательных аппаратов, конструкция крыла и его механизация, оперения, фюзеляжа, шасси, систем управления, воздушных винтов самолетов, не- сущих и рулевых винтов вертолетов. Даны основы теории и конструкции поршневых и реактивных авиадвигателей н описаны системы, обслужи- вающие двигатели,— топливная, масляная, забора воздуха, управления. Приведены описания высотного, противообледенительного, гидравлическо- го, приборного радио- и электрооборудования летательных аппаратов. Из- ложены основы организации и производства полетов в гражданской авиа- ции. Во 2-м издании учтены изменения в связи с появлением реактивных пассажирских самолетов третьего поколения. 1-е издание вышло в 1972 г. Предназначен для студентов вузов гражданской авиации. Ил. 165, табл. 2, библногр. 16 назв. Рецензент А. Н. Арепьев Заведующий редакцией В. С. Захаров Редактор И. В. Мариян 3606010000—047 049(01)—84 236—84 © Издательство «Транспорт», 1984
ВВЕДЕНИЕ Полет на аппаратах легче воздуха называется воздухоплаванием, на аппа- ратах тяжелее воздуха — авиацией (от латинского avis — птица). Современные летательные аппараты (ЛА) тяжелее воздуха делятся на три группы. К первой (основной) относятся аппараты; у которых подъемная сила создается неподвижно расположенным относительно аппарата крылом (планеры, самолеты и самолеты-снаряды). Вторая группа — бескрылые управляемые реак- тивные снаряды-ракеты. Они почти весь полет совершают по инерции по законам свободно брошенного тела за исключением небольшого участка (или участков) траектории, проходимого с работающим двигателем. Этот участок называют ак- тивным. В третью группу входят все винтоиесущие аппараты, подъемная сила у которых образуется вследствие вращения несущего винта (вертолеты, авто- жиры). ЛА первой и третьей групп летают только в достаточно плотных слоях атмосферы. Возможны комбинации ЛА первой со второй и первой с третьей группами — это самолеты вертикального взлета и посадки и вертолеты с кры- лом. В курсе «Основы авиации» изучают ЛА первой и третьей групп. Из далекой древности до наших дней легенды и сказания донесли мечту че- ловека подняться в небо и свободно парить там, подобно птице. Сохранились эс- кизы ЛА, приводимых в действие мускульной силой, выполненные итальянским ученым и художником Леонардо да Винчи (1452—1519). Русский ученый М. В. Ломоносов в 1754 г. на модели практически доказал возможность полета на винтокрылых аппаратах. Начиная с середины XIX столетия в разных странах предпринимались по- пытки создания аппаратов тяжелее воздуха <5ез двигателей. Интересные опыты с воздушными змеями проводил наш соотечественник морской офицер А. Ф. Мо- жайский. Цель опытов заключалась в исследовании несущей поверхности для будущего самолета. Параллельно с опытами над воздушными змеями А. Ф. Мо- жайский работал над воздушными винтами — движителями ЛА. Немецкий уче- ный О. Лилиенталь в 1891—1896 гг. спроектировал и облетал несколько плане- ров. Предпринимались попытки создания самолетов с паровыми машинами. В 1881 г. получил пЗ*гент и построил самолет А. Ф. Можайский, в 1894 г. сделал гигантский самолет англичанин X. Максим, во Франции проек- тировал самолеты изобретатель К. Адер. Однако паровые двигатели были слож- ны, тяжелы и громоздки, и попытки летать с такими двигателями закончились неудачно. Первый успешный полет был произведен 17 декабря 1903 г. на самолете с двигателями внутреннего сгорания. Создали самолет и осуществили этот полет братья У. и О. Райт в США. Примерно в это же время один за другим созда- ются самолеты в Европе, главным образом во Франции (Л. Блерио, А. Сантос- Дюмон и Ф. Фербер). Большой вклад в развитие конструктивных форм само- летов, их производство, создание и внедрение в практику самолетостроения новых авиационных материалов внесли русские ученые, конструкторы, инженеры и лет- чики. Русские конструкторы Я. М. Гаккель, Д. П. Григорович, Ф. Ф. Терещенко разработали схему бимоноплана, т. е. самолета с двумя полукоробками и мини- мальным количеством подкрепляющих элементов, обтекаемым фюзеляжем с рас- положенной впереди силовой установкой с тянущим винтом. Этот самолет отли- чался от распространенных в Западной Европе самолетов без фюзеляжа с тол- кающим винтом. На построенном в 1912 г. братьями Дыбовскими самолете впервые были при- менены короткие зализы в соединении крыла с фюзеляжем, обтекатели на вы- 3
ступающих частях и хорошей формы капоты на двигателе, что позволило сни- зить лобовое сопротивление и повысить скорость полета. Игорь Стеглау впервые в самолетостроении в 1911—1912 гг. применил свар- ку стальных элементов и фанеру в качестве работающей обшивки. Д. П. Григо- рович впервые в мире построил гидросамолет — летающую лодку (1914 г.) — который превосходил по скорости (128 км/ч) все сухопутные самолеты того вре- мени. В 1912—1913 гг. группа конструкторов под руководством И. И. Сикорского создала многомоторные самолеты: двухмоторный «Гранд» и четырехмоторные «Русский витязь» и «Илья Муромец». Самолет «Илья Муромец» не имел равных в мире. При полетной массе 5000 кг он мог брать полезную нагрузку 1760 кг в обладал дальностью полета 760 км. Самолеты «Илья Муромец» были обору- дованы контрольными и аэронавигационными приборами, кабина отапливалась, для чего использовались отработавшие газы двигателей. Самолет А. А. Поро- ховщикова с двойным управлением и рядом расположенными сиденьями инст- руктора и ученика был первым специально созданным учебным самолетом. В 1910 г. Б. Н. Юрьев впервые в мире разработал схему одновинтового верто- лета, в котором были решены основные проблемы управления, безопасности по- садки и поступательного движения. Схема одновинтового вертолета с автоматом перекоса Юрьева стала типовой схемой большинства современных вертолетов. Параллельно с конструированием ЛА начались теоретические и эксплуата-, двойные изыскания в области авиации: во Франции — А. Эйфель, в Англии — Дж. Кейли, в Германии — Л. Прандтль и др. Развитие самолетостроения во мно- гом обязано теоретическим работам выдающихся русских ученых М. В. Ломоно- сова (1711—1765), Д. И. Менделеева (1834—1907), К. Э. Циолковского (1857— 1935), Н. Е. Жуковского (1847—1921), С. А. Чаплыгина (1869—1942) и др. Н. Е. Жуковский, которого В. И. Ленин назвал отцом русской авиации, раз- работал теорию крыла, вихревую теорию воздушного винта, опубликовал рабо- ты, посвященные теории полета и устойчивости, впервые ввел в аэродинамику эксперимент как метод исследования. В 1902 г. при Московском университете по инициативе Жуковского была построена одна из первых в Европе аэродинами- ческих труб, а в 1904—1906 гг. организован аэродинамический институт в Кучи- но под Москвой. Учениками Н. Е. Жуковского были выдающиеся советские уче- ные и конструкторы С. А. Чаплыгин, В. П. Ветчинкин, В. В. Голубев, В. А. Алек- сандров, А. Н. Туполев, Б. Н. Юрьев, Г. Н. Мусиянц, А. А. Архангельский и др» Успешное применение авиации на фронтах первой мировой войны активи- зировало ее развитие. Во Франции, Англии. Германии, России начинает созда- ваться авиационная промышленность, появляются научно-исследовательские ба- зы н институты. К концу мировой войны скорости полета самолетов достигли 200—220 км/ч, высота 7 км. В зависимости от выполняемых задач самолеты стали подразделять на истребители, бомбардировщики и разведчики. Революция в России, интервенция, голод, хозяйственная разруха на некото- рое время приостановили прогресс в области авиации. Однако, благодаря забо- там Коммунистической партии. Советского правительства и лично В. И. Ленина, советская авиационная промышленность в кратчайший исторический срок заняла ведущее положение в мире. В 1918 г. все авиационные заводы и мастерские были переданы в собственность народа. Для проектирования, исследования и создания новых образцов авиационной техники в том же 1918 г. был создан Центральный аэрогидродинамический ин- ститут (ЦАГИ), за короткое время превратившийся в крупнейший научный центр. В 1920 г. иа базе Московского авиатехникума был организован институт инженеров Красного воздушного флота, реорганизованный в 1922 г. в Академию ВВС им. Н. Е. Жуковского. В 20-х годах были организованы конструкторские бюро по самолетостроению, которые возглавляли А. Н. Туполев, Н. Н. Поликар- пов, Д. П. Григорович. В 1921 г. за подписью В. И. Ленина был издан декрет о передвижении в воздушном пространстве над территорией страны. Этим де- кретом были установлены правила полета самолетов и эксплуатации аэродро- мов. Первыми советскими самолетами были спортивный моноплан Туполева АНТ-1 (1923 г.), трехместные пассажирские самолеты В. А. Александрова и В. В. Калинина АК-1 «Латышский стрелок» и Туполева АНТ-2 (1924 г), истре- бители Поликарпова И-1, Григоровича И-2. В 1923 г. налаживается выпуск авиа- 4
двигателей М-5 мощностью 400 л. с. и самолетов Р-1, основного самолета Воен- но-воздушных сил Красной Армии тех лет. В 1927—1929 гг. были созданы само- леты Р-3 и Р-5 и первый советский тяжелый бомбардировщик ТБ-1. В 1928 г. в воздухе появился семиместный пассажирский самолет Н. Н. Поликарпова П-1 с двигателем мощностью 260 л. с., а год спустя А. Н. Туполев демонстрирует девятиместный трехмоторный пассажирский самолет АНТ-9. Этот самолет, осна- щенный впоследствии двумя двигателями М-17, длительное время широко ис- пользовался на воздушных линиях СССР. Авиационная промышленность разви- валась и крепла в процессе социалистической индустриализации страны. В 30-е годы появились истребители Н. Н. Поликарпова И-15, И-16 (1933 г.) и И-153 (1938 г.) (скорость полета 450—525 км/ч), бомбардировщик А. Н. Туполева (гру- зоподъемность 500 кг и скорость 420 км/ч), дальний бомбардировщик С. В. Илью- шина ДБ-3 (грузоподъемность 500 кг, дальность полета 4000 км и скорость 450 км/ч). В 1933 г. авиаконструкторы А. Н. Туполев и П. О. Сухой создали ре- кордный самолет АНТ-25, который навечно вошел в историю авиации. Именно на этом самолете в 1937 г. экипажи прославленных летчиков В. П. Чкалова и М. И. Громова пролетели без посадки по маршруту Москва — Северный полюс — США, покрыв расстояние соответственно 8504 и 10 148 км. К 1941 г. советские летчики установили 37% всех мировых рекордов. Серьезнейшим испытанием нашей авиации явилась Великая Отечественная война 1941—1945 гг., в ходе которой закрепилось качественное, а затем н коли- чественное превосходство над воздушными силами фашистской Германии, силь- нейшими среди капиталистических стран. Всемирную известность в те годы получили самолеты конструкторов Н. Н. По- ликарпова И 16 и А. Н. Туполева Ту-2, А. С. Яковлева Як-1, Як-3, Як-9, С. А. Ла- вочкина Ла-5, Ла-7, С. В. Ильюшина Ил-2, Ил-4, В. М. Петлякова Пе-2, Пе-8, А. М. Микояна и М. И. Гуревича МИГ-3. В конце второй мировой войны скорость серийных самолетов с поршневыми двигателями достигла 690—720 км/ч, высота полета 12 км, дальность полета 6000 км. Дальнейшее повышение скорости полета поставило перед конструктора- ми того времени непреодолимые затруднения. На скоростях, превышающих 700 км/ч, резко повышалось лобовое сопротивление самолета, возникал так на- зываемый звуковой барьер, ухудшались устойчивость и управляемость. В конце сороковых годов на смену поршневым двигателям пришли мощные и легкие ре- активные двигатели. Успехи в аэродинамике и создании реактивных двигателей позволили начать проектирование самолетов с большой скоростью полета. Первый в СССР полет на самолете с реактивным двигателем был осуществлен в феврале 1940 г. лет- чиком В. П. Федоровым на ракетоплане СК-9 конструкции С. П. Королева. Пер- выми советскими серийными самолетами с турбореактивными двигателями были самолеты Як-15 и МнГ-9, начавшие полеты в апреле 1946 г. В начале 50-х годов одноместный истребитель МиГ-9 преодолевает звуко- вой барьер: авиация становится сверхзвуковой. Самолеты наших дней могут ле- тать со скоростями, достигающими 3000—3500 км/ч, на высотах, превышающих 30 км, поднимать в воздух более 100 т коммерческой нагрузки, совершать бес- посадочные полеты на расстояния свыше 10 000 км, а с дозаправкой топливом в воздухе — практически на неограниченные расстояния. Совет Труда и Обороны 9 февраля 1923 г. принял постановление о создании «Совета по гражданской авиации». Этот день является официальной датой рож- дения гражданской авиации СССР. В 1923 г. начали функционировать Российское общество добровольного воз- душного флота «Добролет», Украинское общество воздушных сообщений «Укр- воздухпуть», Закавказское общество «Закавиа», целью которых было развитие воздушных линий и организация на них регулярных полетов. В том же году была открыта первая регулярная пассажирская авиалиния Москва — Нижний Новго- род протяженностью 420 км. Гражданский воздушный флот связал столицу нашей Родины Москву с республиканскими, областными и промышленными центрами страны и городами многих стран мира. Война прервала мирный труд нашего народа. По зову Коммунистической пар- *ин. авиаторы встали на защиту социалистической Родины. Самолеты граждан- кой авиации доставляли на фронт вооружение, боеприпасы, почту, продовольст- 5
вие, медикаменты, обеспечивали связь с партизанами, осажденными городами и всь инскими частями, действующими в тылу врага. За время Великой Отечествен^ ной войны самолетами было перевезено около 2,5 млн. пасс, и 300 тыс. т почты и грузов. В годы войны советские летчики проявили в воздушных боях беспри- мерный героизм и большое летное мастерство. После завершения в 1945 г. Великой Отечественной войны гражданская авиа- ция снова приступила к своей мирной работе. За короткое время были восста- новлены разрушенные в результате войны аэропорты. На воздушных линиях стра- ны стали летать самолеты Ил-12, Ил-14, Як-12, Аи-2. В 1956 г. на воздушных трассах страны появился самолет конструкции А. Н. Туполева Ту-104, рассчитанный для перевозки 50—100 пассажиров со ско^ ростью 800—900 км/ч, положивший начало оснащению гражданской авиации ре- активной техникой. В 1957—1959 гг. Аэрофлот пополнился самолетами О. К- Антонова Ан-10 н Ан-24, С. В. Ильюшина Ил-18, А. Н. Туполева Ту-114 и Ту-124, вертолетам! М. Л. Миля и Н. И. Камова Ми-1, Мн-4, Ка-15, Ка-18. Быстро увеличиваете! объем выполняемых работ для народного хозяйства. Авиация применяется дл! борьбы с вредителями сельского хозяйства, подкормки посевов минеральным! удобрениями, авиапрополки, аэросева и т. п. Используются самолеты и вертоле ты гражданской авиации для научно-исследовательской работы, разведки рыб! и морского зверя, борьбы с лесными пожарами, аэрофотосъемки, наблюдения si состоянием линий высоковольтных передач, геологической разведки. Ежегодно самолеты санитарной авиации выполняют десятки тысяч вылетов с врачам: в отдаленные районы для хирургических операций, оказания помощи на места и эвакуации больных. Для характеристики растущего объема выполняемых работ Аэрофлотом мож но привести следующие данные: в довоенном 1940 г. было перевезен» 400 тыс. пасс., обработано 913 тыс. га посевов, грузооборот исчисляло 23,2 млн. т-км; в 1953 г. перевезено 2,5 млн. пасс., грузооборот составляв 252, 3 млн. т-км, обработано 9917 тыс. га посевов; в 1969 г. число перевезенныз пассажиров составляло уже 68 млн. пасс., а авиация спецприменения обработал» 80 млн. га земляных угодий. Общая протяженность воздушных трасс превыша ла 500 тыс. км. В настоящее время гражданская авиация превратилась в важную отрасл! народного хозяйства. Воздушный транспорт стал массовым и играет значитель ную роль в единой транспортной системе СССР. Его доля в общем пассажиров обороте в междугородном сообщении составляла в 1980 г. 31%, в суммарном пас сажирообороте воздушного и железнодорожного транспортов — 40%. Аэрофлот — крупнейшая авиакомпания мира. Общая протяженность его авиа линий в 1980 г., соединяющих более 3600 пунктов Советского Союза и 90 страг Европы, Азин, Африки, достигает 1 млн. км. Аэрофлот ежегодно перевози! 100 млн. пасс, около 3 млн. т срочных грузов и почты. Более 100 видов работы выполняет авиация в народном хозяйстве. Велика ее роль в освоении районов Крайнего Севера, Сибири, Дальнего Востока, Арк- тики, Антарктиды, куда самолеты и вертолеты регулярно доставляют различные грузы — оборудование, технику, продовольствие, почту. Десятая пятилетка (1975— 1980 гг.) была для Аэрофлота периодом смены поколений самолетов, ускоренное технического прогресса. На воздушных трассах появились скоростные и комфор- табельные реактивные самолеты Ил-62, Ил-76, Ил-86, Ту-134, Ту-154, Як-40 г Як-42, Ан-28, вертолеты Ми-8, Ми-10, Ка-26. На их долю приходится 70% все? авиационных перевозок (табл. 1). В принятых XXVI съездом Коммунистической партии Советского Союза «Ос- новных направлениях экономического и социального развития СССР на 1981 — 1985 годы и на период до 1990 года» предусматривается дальнейшее развитий авиационного транспорта. Предполагается к 1985 г. довести пассажирооборот до 210 млрд. пасс, км, перевозки пассажиров до 119 млн. чел., грузов да 460 тыс. т, авиахимическую обработку сельскохозяйственных угодий до 482 млн. га: На базе научно-технического прогресса будет продолжено развитие сети аэро- портов. Они будут оснащены современными средствами механизации и автома тнзации. Пассажирские перевозки возрастут в 1,3 раза. Дальнейшее развитие получат ремонтные заводы и авиационно-технические базы гражданской авиа- 6
Таблица 1 Тип самолеп вертолета Взлетная мао са, т Коммерческая нагрузка, т Количестве пассажиров, чел. Крейсерская скорость поле- та, км/ч Дальность по- лета, км Ил-62 165 23 168 830 10 280 Ил-76 170 40 — 850 5 000 Ил-86 206 42 350 900 5 800 Tv-134 45 7,7 72 870 3 570 Tv-154 96 18 160 900 4 700 Як-40 16,1 3,2 24 510 1 500 Як-42 53,5 14,5 120 750 3475 Ан-28 5,6 1,46 15 305 1 150 Ми-8 И,1 4,0 28 220 1 300 К а-26 3,25 0,9 мм 160 510 Ми-26 56 20 — 255 800 иии. Предусматривается внедрение современных бортовых и наземных систем навигационного и радиотехнического оборудования, обеспечивающего автомати- зацию управления воздушным движением. Значительное развитие получат системы предупреждения столкновения са- молетов в воздухе. Будут совершенствоваться аэродинамика самолетов, средства управления воздушным пограничным слоем и механизация крыла, что повысит эксплуатационные и экономические характеристики летательных аппаратов. Пред- полагается внедрение новых двигателей с уменьшенными удельными расходом топлива н весом благодаря применению новых материалов для изготовления ло- паток турбин, улучшения конструкции камер сгорания и повышения рабочих тем- ператур. Большие успехи достигнуты и в области реактивной техники. Исторической датой 4 октября 1957 г., когда был запущен первый искусственный спутник Зем- ли, открывается эпоха завоевания космоса. Этот первый в истории нашей пла- неты искусственный спутник был запущен с советской земли, создан советскими учеными, инженерами, техниками, рабочими, сделан на советских социалистиче- ских предприятиях. Полет советского гражданина, коммуниста Юрия Гагарина в апреле 1961 г„ положил начало практическому освоению человеком космиче- ского пространства. Ныне изучение н освоение космического пространства происходит планомер- но по широкой программе. Она сочетает в себе различные методы космических исследований, включающие использование автоматических станций и пилотируе- мые полеты с людьми на борту. Наука обогатилась ценнейшими сведениями о строении атмосферы Земли, ° Пупе и окололунном пространстве, о Марсе и Венере, о различных областях межпланетного пространства. Все эти сведения значительно расширяют наши знания о Земле и Вселенной, а иногда и изменяют ранее сложившиеся представ- ления. Сбываются пророческие слова основоположника ракетной техники Констан- тина Эдуардовича Циолковского: «Человечество не останется вечно на Земле, Но в погоне за светом и пространством сначала робко проникнет за пределы ат- мосферы, а затем завоюет все околосолнечное пространство».
Глава 1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ ! --------------------------------------------------------------- 1.1. ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ ТЯЖЕЛЕЕ ВОЗДУХА К летательным аппаратам тяжелее воздуха относятся самолеты; планеры, самолеты-снаряды, ракеты, вертолеты, автожиры, орнн; топтеры. Самолет — летательный аппарат (ЛА) тяжелее воздуха для по- летов в атмосфере с помощью двигателей и неподвижным относ» тельно других частей аппарата крылом. Благодаря большой ско- рости, грузоподъемности и радиусу действия, надежности в экслл/ а/тации, высокой маневренности, устойчивости и управляемости са- молет стал основным средством передвижения в воздухе. Основные части самолета (рис. 1.1): крыло, фюзеляж, шасси! оперение, силовая установка. Крыло создает подъемную силу при движении самолета. Оно обычно неподвижно закреплено на фюзеляже, но у некоторых само- летов может поворачиваться относительно поперечной оси (напри- мер, у самолетов вертикального взлета и посадки) или изменять конфигурацию (стреловидность, размах). На крыле установлены рули крена — элероны и элементы механизации крыла — устройст- ва, способные увеличивать несущую способность и сопротивление крыла при посадке, взлете, маневре (щитки, закрылки, предкрыл- ки и др.). Фюзеляж служит для размещения экипажа, пассажиров, грузов и оборудования. Шасси предназначено для передвижения самолета по аэродро- му, поглощения энергии удара при посадке л, как правило, снаб- жается тормозами. Шасси бывают убирающимися в полете и неуби- рающимися. Самолеты с убирающимися шасси имеют меньшее ло- бовое сопротивление, но тяжелее и сложнее по конструкции. Оперение служит для обеспечения устойчивости, управляемости и балансировки самолета. Обычно оно размещается позади крыла и состоит из неподвижных и подвижных поверхностей. Неподвиж- ная часть горизонтального оперения называется стабилизатором, а вертикального — килем. К стабилизатору шарнирно крепится руль высоты, состоящий обычно из двух половин, а к килю — руль на- правления. Рули отклоняются с помощью штурвальной колонки 8 I
Рис. 1J. Самолет Ил-62: /—антенна радиолокационной станции; 2— кабина экипажа; 3 —передняя опора шасси; 4 — служеб- ный отсек; ' 5 — передняя входная дверь; б — передний пассажирский салон; 7 — буфет-кухня; 8 — туа- лет; 9 — задняя входная дверь; 10 — гардероб; //—основная опора шасси; 12 — крыло; 13 — элеро- ны; 14 — спойлеры; /5 —закрылок; 16 — задний пассажирский салон; 17 — гоидола авиадвигателей; 18— отсек гидросистемы; 19 — гардероб: 20— киль; 21—стабилизатор; 22 — руль высоты; 23 — руль на- правления; 24 — вспомогательная силовая установка (ВСУ); 25 — короб индивидуальной вентиляции; Йб —короб обогрева кабин; 27 — выпускной клапан кабинного регулятора давления 25 13 , г з
или ручки управления и педалей, расположенных в кабине экипа- жа. Для облегчения пилотирования и повышения безопасности по- лета пассажирскими самолетами обычно управляют два пилота, а в систему управления могут включаться автопилоты и бортовые вы- числители. Уменьшение нагрузок, действующих на рычаги управ- ления при отклонении рулей, достигается при помощи гидравличе- ских, пневматических или электрических усилителей, а также уст- ройствами аэродинамической компенсации. Управление самолетом, когда воздушные рули не эффективны (полет в сильно разреженной атмосфере, на самолетах вертикального взлета или посадки), осу- ществляется газовыми рулями. Систему управления воздушными рулями называют основной. Вспомогательные системы служат для управления двигателями, триммерами рулей, люками, шасси, тор-^ мозами. Силовая установка самолета необходима для создания тяги.^ Она состоит из авиационных двигателей, а также систем и уст-j ройств, обеспечивающих их работу и изменение тяги. На самоле-| тах гражданской авиации применяют главным образом турбореакч тивные и турбовинтовые двигатели. Встречаются еще самолеты ( поршневыми двигателями, у которых сила тяги создается воздуш- ными винтами. У турбореактивных двигателей тяга возникает всле< дствие истечения с большой скоростью газов из реактивного сопла У турбовинтовых двигателей более 85% тяги создается воздушны- ми винтами, а остальная часть — за счет истечения газов. Авиаци- онные двигатели обычно размещают в гондолах. Работу двигате- лей обеспечивают системы: топливная, смазки (масляная), всасы- вания воздуха, газов, запуска, управления и автоматизированное контроля. Оборудование самолета состоит из приборного, радио-, электро- оборудования, противообледенительных устройств, высотного, бор; тового и спецоборудования. Приборное оборудование в зависимо- сти от назначения подразделяют на пилотажно-навигационное (ва- риометры, указатели скорости, авиагоризонты, компасы, автопи- лоты и т. п.), для контроля за работой двигателей (манометры, тер; мометры, расходомеры) и вспомогательное( например, амперметры, вольтметры). Электрооборудование самолета обеспечивает работу приборов, средств управления, радио, системы запуска авиадвига; телей, освещения. Радиооборудование — это средства радиосвязи и радионавигации, радиолокационное оборудование, системы авто- матического взлета и посадки. Для обеспечения безопасности и защиты человека при полете на больших высотах служит высотное оборудование (системы кондиционирования воздуха, кислородного питания и др.). Удобство размещения пассажиров и экипажа, ком- форт во время полета обеспечиваются бытовым оборудованием. К специальному оборудованию относят устройства для размещен ния и распыления химикатов у самолетов сельхозавиации, для пе- ревозки больных и раненых на самолетах санитарной авиации, за- грузки и крепления крупногабаритных грузов у грузовых самоле- тов, аэрофотосъемки и т. п. 10 4
Планер — бездвигательный аппарат тяжелее воздуха, подъемную силу которого соз- дает неподвижное относитель- но корпуса крыло. Движение планера вперед создается дей- ствием составляющей веса. Планер взлетает с по- мощью резинового амортизато- ра, лебедки, на барабан кото- рой наматывается трос, при- крепленный к планеру, или с помощью самолета-буксировщика. Полет в спокойной атмосфере происходит с Постоянным снижением под некоторым углом к гори- зонту. При наличии в атмосфере восходящих потоков воздуха воз- можен полет с набором высоты. Планеры, как правило, бывают одно- и двухместные. Конструкторами отечественных планеров яв- ляются О. К. Антонов, Б. О. Корвялис, Б. И. Ошкинис, В. Ф. Спи- вак и др. При рекордных полетах планер набирал высоту до 14 км и совершал полеты с дальностью свыше 1000 км. Основные летно- технические данные современных планеров: скорость снижения 0,4—0,8 м/с, скорость полета при наибольшем аэродинамическом качестве 80—100 км/ч, размах крыла 29 м, удлинение крыла 20— 36, наибольшее аэродинамическое качество 40—53. Самолеты-снаряды и ракеты относятся к беспилотным летатель- ным аппаратам тяжелее воздуха. Первоначально они были созданы для изучения работы ракетных двигателей и верхних слоев атмос- феры. Достижения в области ракетной техники за последние деся- тилетия позволили создать многочисленные системы баллистиче- ских летательных аппаратов, ракет для запуска искусственных спутников Земли и пилотируемых космических кораблей. Вертолет (геликоптер)—летательный аппарат тяжелее возду- ха, у которого подъемная сила и тяга, необходимые для полета, со- здаются одним или несколькими несущими винтами, вращающими- ся в горизонтальной или почти горизонтальной плоскости (рис. 1.2). Несущие винты приводятся во ©ращение поршневыми или реак- тивными двигателями через редуктор и вертикальный вал. Созда- ны вертолеты, у которых вращение несущего винта осуществля- ется от реактивных двигателей или насадок, установленных на ло- пастях. К насадкам подается сжатый воздух от комлрессора. Вер- толеты с таким приводом несущих винтов называют реактивными. В отличие от самолета, подъемная сила на крыле которого созда- ется только при поступательном движении, несущий винт вертолета может создавать подъемную силу без поступательного перемещения аппарата Несущий винт вертолета заменяет ему не только крыло, но и тянущий винт (тягу реактивного двигателя), позволяя аппа- РДту двигаться вперед, назад и в стороны, подниматься и снижать- ся под различными углами к горизонту, неподвижно висеть в возду- е и поворачиваться вокруг вертикальной оси. Это достигается на- 11
клоном тяги несущего винта в сто- рону полета. Несущий винт верто- лета обладает еще одним исклкь чительным свойством — в случае отказа двигателя в полете он мо- жет создавать подъемную силу, вращаясь под действием набега- ющего воздушного потока (авто- ротация). Это позволяет вертоле- ту совершать планирующий или парашютирующий спуск и посад- Рис. 1.3. Автожир Ку. Конструкцию вертолета любой схемы образуют фюзеляж, шасси, несущий винт, органы управления, приборное, радио-, электрообо- рудование, силовая установка с системами, обеспечивающими ее работу (топливной, масляной, всасывания воздуха, охлаждения^ управления и т. п.), трансмиссия, включающая редукторы, валы,] муфты включения трансмиссии, тормоз несущих винтов. Для уве-; лнчения скорости полета некоторые вертолеты имеют небольшое^ крыло, разгружающее несущий винт. Одновинтовые вертолеты с! механическим приводом несущего винта, кроме того, имеют хвосто-! вой винт и систему управления им. Некоторые конструкции верто-’ летов снабжены вертикальным и горизонтальным оперением. Аппараты вертикального взлета и посадки (АВВП) представля- ют собой либо сочетание самолета с вертолетом, либо самолеты,, у которых подъемная сила на взлете и посадке создается при по- мощи реактивных двигателей, называемых подъемными. В горизон-; тальном полете у таких аппаратов подъемная сила создается кры- лом, а тяга—обычными двигателями, которые называются мар- шевыми. При других схемах вертикальный взлет и посадка могут1 совершаться путем отклонения вектора тяги, что достигается либо поворотом двигателей, либо отклонением реактивной струи. При проектировании подобных аппаратов ставится задача совместить преимущества вертолета с высокой скоростью самолета. Однако перспектива применения таких аппаратов, очевидно, будет полно- стью завысить от экономических показателей: более сложная и до- рогая конструкция должна иметь высокую производительность. Автожир — летательный аппарат тяжелее воздуха, у которого основной несущей поверхностью является ротор — несущий винт, вращающийся под действием встречного потока воздуха. Поступа- тельное перемещение автожира обеспечивается в отличие от вер- толета обычным воздушным винтом, вращаемым двигателем (рис. 1.3). Автожиры не получили широкого применения потому, что, зна- чительно уступая самолетам в скорости полета, не могут вертикаль- но взлетать и осуществлять вертикальную посадку. Орнитоптер — летательный аппарат тяжелее воздуха, у кото- рого подъемную силу и тягу создают крылья, осуществляющие движения, подобно крыльям птицы. Точное воспроизведение дви- 12
жения птицы настолько трудно осуществить, что создать экономи- чный летательный аппарат до сих пор не удалось, но при имитации подобных движений можно достигнуть известных успехов. 1.2. ТРЕБОВАНИЯ ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТАМ, И ИХ КЛАССИФИКАЦИЯ Требования, предъявляемые к самолетам гражданской авиации, определя- ются Нормами летной годности гражданских самолетов СССР (НЛГС). Самолет должен иметь заданные летные характеристики: скорость, дальность и продолжительность полета, скороподъемность, высоту полета, как можно мень- шею посадочную скорость, хорошую устойчивость и управляемость при обеспече- нии безопасности полета. Как средство транспорта, самолет и вертолет должны иметь хорошие эко- номические показатели, т. е. малую стоимость производства в целом, низкие экс- плуатационные расходы, большую продолжительность службы, обладать доста- точной прочностью и жесткостью, высокой живучестью и надежностью. Эксплуа- тационные требования включают обеспечение удобных подходов к двигателям, узлам управления, агрегатам, оборудованию. Требования ремонтной пригодности сводятся к обеспечению возможности быстро и дешево восстанавливать повреж- денные и износившиеся части и детали. От пассажирских самолетов и вертолетов требуется, кроме того, удобство раз- мещения пассажиров, обеспечение им комфорта, создание наиболее благоприятных условий для жизнедеятельности человеческого организма. Многие из перечисленных требований противоречивы: улучшение одних данных влечет за собой ухудшение других. Так, например, увеличение максимальной ско- рости полета приводит к росту посадочной скорости, ухудшению маневренности самолета; требования прочности, жесткости и живучести противоречат требованию уменьшения массы конструкции; увеличение дальности полета может быть до- стигнуто путем снижения полезной нагрузки и т. п. Невозможность одновремен- ного выполнения противоречивых требований исключает создание многоцелевого самолета и вертолета. Поэтому любой самолет и вертолет проектируют для вы- полнения определенных задач. Значительное влияние на летно-технические показатели самолетов и безопас- ность полета на всех необходимых летных режимах оказывает аэродинамическая компоновка, под которой понимают рациональный выбор внешних форм и взаим- ного расположения крыла, оперения, фюзеляжа и силовой установки. Основной признак классификации ЛА—их назначение, так как оно, в пер- вую очередь, определяет летно-технические данные, внешние формы, основные размеры, насыщенность оборудования и пр. Bte самолеты и вертолеты делятся на гражданские и военные. Особую группу составляют экспериментальные самолеты и вертолеты. Гражданские самолеты и вертолеты транспортные, специального применения и учебные предназначены для обслуживания народного хозяйства. Транспортные самолеты перевозят пассажиров, почту и различные грузы, в поэтому разделяются на пассажирские и грузовые. Часто одни и тот же тип са- молета бывает грузовым и пассажирским, отличаясь только оборудованием. Граж- данские самолеты СССР в зависимости от дальности полета подразделяются иа магистральные дальние, способные совершать полеты на расстояние более ^000 км, магистральные средние — до 6 000 км, магистральные ближние — до 2 500 км, местных воздушных линий — до 1 000 км. В зависимости от максималь- ной взлетной массы ЛА присваивают классы: 1—самолеты массой более 75 т, вертолеты — более 10 т; 2 — самолеты массой 30—75 т, вертолеты — 5—10 т; 3 самолеты массой 10—30 т, вертолеты — 2—5 т; 4 — самолеты массой-до 10 т, вертолеты — до 2 т. Грузовые самолеты и вертолеты от пассажирских отличаются отсутствием оптового оборудования, обеспечивающего необходимые удобства пассажирам, уве- личенными размерами грузовых помещений, наличием больших грузовых дверей, 13
более прочным полом, установкой на борту устройств, механизирующих погрузку и разгрузку. Такие ЛА должны обладать большой грузоподъемностью и эконо- мичностью. Самолеты и вертолеты специального применения выполняют самые различные задачи в народном хозяйстве и отличаются от транспортных особым оборудова- нием и, в отдельных случаях, большей емкостью баков для топлива. Учебные самолеты и вертолеты предназначены для обучения технике пило- тирования и самолетовождению пилотов. 1.3. СХЕМЫ САМОЛЕТОВ Все самолеты можно объединить в группы, различающиеся по следующим конструктивным признакам: числу и расположению крыльев; типу фюзеляжа; форме и расположению оперения; типу, количеству и расположению двигателей; конструкции и расположе- нию шасси. Схема самолета (рис. 1.4) в большой степени влияет на летные, весовые и эксплуатационные качества самолета. По числу крыльев различают монопланы — самолеты с одним крылом и бипланы—самолеты с двумя крыльями, расположенны- ми одно над другим. Бипланы, у которых одно из крыльев короче другого, получили название полуторапланов. На заре развития ави- ации встречались самолеты с тремя несущими поверхностями (три- планы) и даже лятипланы. Биплан маневреннее моноплана, так как при одинаковой площади крыльев размах их и длина оказываются РнС. 1.4. Схемы самолетов 14
меньшими у биплана. Основной недостаток биплана — большее чем у моноплана лобовое сопротивление, которое затрудняло дальней- ший рост скоростей полета. В современной авиации самолеты-бип- ланы встречаются редко. Подавляющее большинство современных самолетов выполняется по схеме моноплана. В зависимости от по- ложения крыла относительно фюзеляжа различают самолеты с низким (низкоплан), средним (среднеплан) и высоким (высоко- план) расположением крыла. При низком расположении крыла конструктивно проще распо- ' дожить оперение выше крыла и вывести его из зоны затенения воз- душным потоком, сбегающим с крыла. Кроме того, при этом вы- сота стоек шасси получается небольшой, что позволяет уменьшить массу шасси. Однако низкоплан с аэродинамической точки зрения из-за взаимного влияния крыла и фюзеляжа (интерференции) менее выгоден. К тому же нижнее расположение крыла дает пло- хой обзор вниз из окон пассажирских кабин. Самолеты со средним расположением крыла в современной ави- ации получают все большее распространение, так как у них взаим- ное влияние крыла и фюзеляжа, определяющее общее сопротивле- ние самолета, наименьшее. Недостаток самолета со средним рас- положением крыла — необходимость пропускать продольные сило- вые элементы крыла через фюзеляж, что затрудняет размещение в этом месте грузов, оборудования и пассажиров. Самолеты с высокорасположенным крылом отличаются следу- ющими преимуществами: высокое размещение двигателей от по- верхности взлетно-посадочной полосы уменьшает возможность по- падания в них твердых частиц с поверхности аэродрома; простота загрузки и разгрузки самолета; хороший обзор вниз из окон пасса- жирских кабин. Для летающих лодок высокое расположение крыла наиболее рационально. К недостаткам схемы относятся: трудность уборки шасси в крыло, утяжеление конструкции шасси и фюзеляжа (для обеспечения безопасности при посадке с убранными шасси), сложность обслуживания двигателей и крыла, заправки топливных и масляных баков. Самолеты с высокорасположенным крылом по- лучили широкое распространение в транспортной авиации для пе- ревозки грузов. По типу фюзеляжа самолеты подразделяют на несколько’видов. Подавляющее большинство современных самолетов имеет фюзеля- жи, которые служат не только для размещения экипажа, пассажи- ров, оборудования и груза, но и для крепления крыла и оперения. Фюзеляжи, не несущие оперения, называют гондолами. Оперение в этом случае поддерживается двумя балками, и самолеты при этом иногда называют двухбалочными. Такая схема удобна для грузо- вых самолетов, так как в задней части гондолы можно сделать бо- льшие люки для погрузки крупногабаритных грузов. У самолетов могут быть два фюзеляжа и может не быть фю- зеляжа совсем. Самолет без фюзеляжа называется «летающим кры- лом», Фюзеляж заменяет вмонтированная в крыло гондола, если Масса самолета небольшая и не удается разместить все грузы в 15
толще крыла. Если же самолет имеет большие размеры, то функ- ции фюзеляжа выполняет само крыло. По расположению оперения различают: самолеты, у которых оперение (горизонтальное — стабилизатор и руль высоты, вертикальное — киль и руль поворота) размеща- ется позади крыла; самолеты типа «утка», у которых горизонтальное оперение рас- полагается впереди крыла; самолеты типа «бесхвостки» и «летающее крыло», у которых оперение находится на крыле. Наибольшее распространение получили самолеты с расположе- нием оперения позади крыла. Оперение может быть однокилевым^ многокилевым и V-образным. Наибольшее распространенна в нас-i тоящее время получило однокилевое оперение. По типу шасси самолеты подразделяются на сухопутные, гидрой самолеты и амфибии. Шасси сухопутных самолетов бывает колес-j ным, лыжным и гусеничным. Последнее встречается редко. Иногда в конструкции шасси предусмотрена возможность замены колес лыжами. Так как шасси необходимо только при взлете и посадке, то в полете для уменьшения лобового сопротивления желательна убирать его в крыло или фюзеляж. Гидросамолеты бывают лодочные и поплавковые. У лодочных фюзеляж служит для размещения экипажа, пассажиров, грузов и оборудования, а также для взлета с водной поверхности и посадки в нее. У гидросамолетов поплавковой схемы для взлета и посадки служат специальные поплавки. Колесные шасси самолетов могут быть выполнены по схеме с хвостовой, передней опорной и велосипедного типа. Преимущества и недостатки этих схем будут рассмотрены в главе «Шасси само- лета». По типу двигателей самолеты можно разделить на поршневые, турбовинтовые и реактивные, по количеству двигателей на однодви- гательные, двух-, трех-, четырех-, шести-, восьмидвигательные. Тип и количество двигателей влияют на их размещение на самолете. Важно так их разместить, чтобы не нарушались нужные аэроди- намические формы крыла и фюзеляжа, а изменение тяги не оказы- вало бы существенного влияния на балансировку самолета и его устойчивость. Размещение двигателя должно обеспечить хороший подход к агрегатам при обслуживании, а также простоту его за- мены. Поршневые и турбовинтовые двигатели чаще всего располагают на крыле (у многомоторных самолетов), в носовой части фюзеля- жа и над фюзеляжем (иа гидроёвмолетах, где требуется удалить двигатель и винт от поверхности воды). Реактивные двигатели могут располагаться внутри фюзеляжа, внутри крыла либо под крылом, в хорошо обтекаемых гондолах и на фюзеляже. Размещение двигателя полностью внутри крыла возможно только на самолетах больших размеров и с не очень тон- ким крылом. При размещении двигателей внутри крыла у самолета 16
могут быть сохранены достаточно хорошие аэродинамические формы. Большое количество самолетов имеет двигатели, расположенные с боков фюзеляжа в хвостовой его части. Такое расположение име- ет ряд преимуществ по сравнению с расположением двигателей в крыле: уменьшается разворачивающий момент при отказе части двигателей; крыло, лишенное надстроек, имеет высокое аэродина- мическое качество; значительно снижается шум в пассажирской кабине, так как основной источник шума — двигатели — удалены назад по полету. Недостатки такого расположения двигателей следующие: более усиленная, а значит, и более тяжелая хвостовая часть фюзеляжа; удлинение коммуникаций управления двигателем, ухудшение пу- тевой устойчивости вследствие удлинения носовой части фюзеляжа. 1.4. СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ Классифицировать вертолеты можно по различным признакам, например, по виду привода несущего винта, числу винтов, их рас- положению или по методу компенсации реактивного момента не- сущего винта (НВ). Реактивный момент возникает при вращении НВ. Он поворачи- вает корпус вертолета в сторону, противоположную направлению вращения винта. Реактивный момент М =716,2(Л/7л), где N — мощность двигателя, приводящего НВ во вращение; п — частота вращения винта, об/мин. При одинаковой мощности двигателей реактивный момент у вертолета значительно больше, чем у самолета, так как несущий винт вертолета делает 200—350 об/мин, а винт самолета 2000— 2 500 об/мин. По способу компенсации реактивного момента НВ раз- личают шесть основных схем вертолетов (рис. 1.5): одновинтовая с рулевым винтом; двухвинтовая соосная; двухвинтовая продоль- ная; двухвинтовая поперечная; многовинтовая; с реактивными дви- гателями (или соплами), установленными на лопастях несущего винта. Одновинтовая схема с рулевым винтом (рис. 1.5, а) предложе- на Б. Н. Юрьевым в 1910 г. и в настоящее время имеет наибольшее распространение. Реактивный момент несущего винта компенсиру- ется моментом от тяги, развиваемой винтом меньшего диаметра, ко- торый установлен в хвостовой части фюзеляжа. Хвостовой винт приводится во вращение тем же двигателем, который вращает и не- сущий винт через трансмиссию. Трансмиссия включает в себя ре- дукторы, валы, муфты. Тяга рулевого винта, а значит, и момент, создаваемый ею, могут изменяться, что и используется для путе- вого управления вертолетом. Существуют вертолеты, у которых для компенсации реактивного момента вместо рулевого винта исполь- 17
Рнс. 1.5. Схемы вертолетов зуется реактивная тяга газов двигателей или воздуха от компрер сора. Однако такие схемы не получили широкого распространи ния главным образом из-за потери управляемости аппарата во вре мя снижения его с авторотирующим НВ при отказе двигателя» 1 также вследствие значительных потерь мощности двигателя в по лете. ; Вертолеты соосной схемы (рис. 1.5, 6) имеют два противопо ложно вращающихся на одной оси с одинаковой частотой винта расположенных друг над другом. Поскольку геометрические раз меры, форма лопастей, углы атаки и частота вращения верхнего 1 нижнего винтов одинаковы, то реактивные моменты их взаимш уравновешиваются. Путевое управление осуществляется дифферен циальным изменением углов установки лопастей верхнего и ниж него винтов. На несущих винтах при этом возникает разность кру тящих моментов, что и приводит к повороту корпуса вертолета 1 требуемую сторону. Часто для улучшения путевого управление вертолет соосной схемы снабжают рулями поворота, действие ко торых подобно действию аналогичных рулей на самолете. Вертолеты продольной схемы (рис. 1.5, в) выполняются с дву мя несущими винтами, установленными на концах фюзеляжа (тан 18
нем)- В полете они вращаются с одинаковой частотой в противо- положные стороны, вследствие чего взаимно уравновешиваются их реактивные крутящие моменты. Для избежания при горизон- тальном полете вредного влияния переднего винта на задний пло- скость вращения последнего располагается выше плоскости враще- ния переднего винта. Обычно расстояние между осями несущих винтов меньше их диаметров. В таком случае говорят, что винты работают с перекрытием. Для предотвращения столкновения ло- пастей обязательна синхронизация вращения винтов, необходимая и для взаимного уравновешивания крутящих моментов. Вертолеты двухвинтовой поперечной схемы (рис. 1.5, г) имеют два несущих винта, разнесенные по бокам фюзеляжа. Винты вра- щаются в противоположных направлениях с одинаковой частотой, вследствие чего уравновешиваются реактивные крутящие момен- ты. У вертолетов поперечной схемы для крепления несущих вин- тов рационально применять крыло, которое в полете с поступатель- ной скоростью разгружают несущие винты. Для уменьшения по- перечных размеров вертолета несущие винты иногда устанавлива- ют на фюзеляже очень близко друг к другу. В этом случае вра- щающиеся лопасти проходят над втулкой соседнего винта, но их оси вращения наклонены. Такие вертолеты получили наименова- ние двухвинтовых вертолетов поперечной схемы с перекрещиваю- щимися винтами. В этой схеме должна быть обеспечена надежная синхронизация вращения винтов, полностью исключающая возмо- жность столкновения лопастей. Многовинтовая схема применяется на вертолетах с большой по- летной массой. Сложность конструкции трансмиссии и управления пока ограничивают возможность создания вертолетов с числом не- сущих винтов более двух, но все же с определенной долей оптимиз- ма можно ожидать в ближайшем будущем вертолеты с тремя-че- тырьмя несущими винтами, способными перевозить грузы массой 70—100 т на 100—200 км. Для перевозки более тяжелых грузов предпочтительной представляется схема, сочетающая вертолет и дирижабль. Вертолеты с реактивными двигателями (рис. 1.5, д, е) имеют на лопастях несущего винта небольших размеров реактивные двига- тели или сопла, к которым по трубопроводам, находящимся внутри лопастей, подходят либо продукты сгорания реактивного двигателя, расположенного в фюзеляже, либо сжатый воздух от компрессора. В результате при истечении продуктов сгорания или воздуха воз- никает реактивная тяга, которая вращает несущий винт. Вследствие того, что крутящий момент создается непосредст- венно на несущем винте, реактивный момент на корпус вертолета почти не передается ’. Каких-либо устройств для уравновешивания 1 Строго говоря, несущий винт вертолета с реактивным двигателем передает на корпус небольшой момент трения в подвеске несущего винта, но этот момент, стремящий повернуть фюзеляж в сторону вращения винта, несоизмеримо меньше Реактивного крутящего момента, возникающего у вертолетов с механическим при- 19
реактивного крутящего момента не требуется, а поэтому реактив; ные вертолеты строятся по наиболее простой одновинтовой схеме У таких вертолетов отпадает необходимость в установке сложно< и громоздкой трансмиссии для передачи мощности на винт. П< этим причинам реактивные вертолеты в сравнении с вертолетам! с механическим приводом несущего винта имеют более простую конструкцию, больший полезный объем грузовых и пассажирски^ кабин, лучшую весовую отдачу. Однако при создании реактивны^ вертолетов возникают такие трудности: ’ сложность создания малогабаритных реактивных двигателе^ устойчиво работающих в поле больших центробежных сил; большой расход топлива; I двигатели и сопла, установленные на лопастях, ухудшают аэра динамические характеристики несущего винта, что особенно сказьв вается в режиме авторотации; 1 сложность конструкции втулки и лопасти несущего винта компрессорным приводом. Некоторые конструкции реактивных вертолетов имеют хвосте вые винты, но они служат для обеспечения путевого управления поэтому имеют небольшие размеры и потребляют небольшую мои ность. Не нужно смешивать реактивные вертолеты с вертолетами, име ющими газотурбинные двигатели с механической передачей мощней сти на несущий винт. Последние по способу передачи реактивног момента на фюзеляж ничем не отличаются от вертолетов с порш невыми двигателями. 1.5. ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ ЛЕГЧЕ ВОЗДУХА j j Аэростат — летательный аппарат легче воздуха. Известно, чт всякое тело, погруженное в жидкость или газ, испытывает действи выталкивающей силы Р, направленной вверх. Применительно к аз ростату, находящемуся в воздухе, выталкивающая сила P = f*gV, где g — ускорение свободного падения; рв — плотность воздуха; V — объем аэростата. Вес аэростата складывается из веса конструкции и полезной на грузки GK и веса газа 6Г, находящегося во внутренней полости аэ ростата, G =<7к + Ог =GK + Рг^» где рг — плотность газа, заключенного в оболочке аэростата. j Из приведенных соотношений видно, что полет аэростата воз можен, когда выталкивающая сила будет больше или равна весч аэростата. 1 Подъемная сила Y=P—G=gV{p3—рг) —Gk будет тем больше чем меньше плотность газа, наполняющего оболочку, и меньни 20 1
вес аэростата. С подъемом на вы- соту плотность воздуха рв умень- шается и, если объем газа, напол- няющего оболочку аэростата, со- храняется неизменным, то подъ- емная сила У также уменьшается. Эта закономерность ограничивает предельную высоту полета аэро- стата. Обычно оболочку аэростата заполняют легкими газами, таки- ми как водород или гелий. Для этой цели может быть использо- ван также и подогретый воздух. На уровне моря при температуре 0°С плотность воздуха рв = 1,2928 г/л, водорода рвод=0,0899 г/л, ге- лия рГел = 0,17846 г/л. Отсюда сле- дует, что 1 м3 водорода, помещен- ный в газонепроницаемую оболоч- ку, создает силу, способную под- нять массу 1,2039 кг, а 1 м3 гелия — массу 1,1142 кг. Первый полет аэростата был совершен в 1783 г. в Париже на аэростате, который создали фран- цузы братья Ж. и Э. Монгольфье. Этот аэростат был заполнен по- догретым воздухом. Полет длился 25 мин. Различают аэростаты неупра- Рис. 1.6. Свободный сферический аэростат: /—клапан для выпуска газа; 2 и 5—» стропы; Э—оболочка; 4 — пояс; 6 — аппен- дикс; 7 — веревка управления клапаном для выпуска газа; 8 — строповое кольцо; 9 — гондола вляемые и управляемые (последние, обычно, называются дирижаб- лями). Неуправляемые аэростаты, в свою очередь, делятся на сво- бодные и привязные. Свободный аэростат (рис. 1.6) представляет собой сферическую оболочку из прорезиненной хлопчатобумажной ткани, к которой пришивается пояс для крепления строп. Нижние концы строп крепят к строповому кольцу, к которому подвешивают гондолу. Герметическим гондолам придают шарообразную форму. В гон- доле размещаются экипаж, пассажиры, приборы, необходимые за- пасы и оборудование. К гондоле крепится гайдроп — канат с яко- рем, предназначенный для торможения аэростата при посадке. Под гондолой или на бортах ее размещают балласт (песок в мешках). В верхней части оболочки предусмотрен клапан для выпуска га- за- Для управления клапаном служит веревка, конец которой на- ходится в гондоле. В нижней части оболочки расположен патрубок Для наполнения аэростата газом и свободного выхода излишков его при нагревании оболочки аэростата в полете. Этим устраняется повышение давления в оболочке. К верхней части обшивки приши* 21
вают лапы, к которым крепятся поясные веревки, удерживающие^ аэростат на земле перед полетом. J Свободные аэростаты перемещаются в воздухе под действием вет- ра, управлять ими можно только в вертикальном направлении, т. е. изменять высоту полета. Для подъема аэростат облегчают, выбра- сывая часть балласта, которым служит песок в мешках. Для сниже- ния аэростата открывают клапан и выпускают немного газа, в ре- зультате чего подъемная сила уменьшается и аэростат опускается. Свободные аэростаты широко применяются в настоящее время для научных исследований атмосферы, испытания различного авиа’ ционного оборудования и спортивных целей. На свободном аэро- стате «Осовиахим-1» объемом 24 920 м3 с герметической гондолой в 1934 г. стратонавты П. Ф. Федосеенко, А. Б. Басенко и И. Д. Усы-, скин достигли высоты 22 000 м. К свободным аэростатам относятся небольшие баллоны-зонды, шары-пилоты и радиозонды, применяемые для метеорологических наблюдений и поднимающиеся на очень большую высоту. Оболоч- ки таких аэростатов изготовляют, как правило, из искусственного прозрачного материала. Привязные аэростаты используют для ме- теорологических наблюдений, корректировки артиллерийского ог- ня, защиты городов, военных и промышленных объектов от налета вражеской авиации и т. п. Подъем и спуск привязного аэростата осуществляется лебедкой. Дирижабль (рис. 1.7)—управляемый аэростат, который состо- ит из корпуса, оперения и гондолы. Корпус 1 имеет удлиненную форму с тупой носовой частью и заостренной кормой, чтобы полу- чить минимальное лобовое сопротивление. Оперение состоит из гори- зонтальных 9 (стабилизатор) и вертикальных 8 (киль) неподвиж- ных поверхностей и из подвижных горизонтальных рулей высоты 10 и вертикальных рулей направления И. Гондолы 3 (одна или не- сколько) служат для размещения экипажа, пассажиров, двигате- лей и оборудования. Рис. 1.7. Схема дирижабля с мягкой оболочкой: 1— корпус-оболочка; 2— стропи подвески гондолы: 3 — гондола; 4 — амортизатор; 5____________ силовая установка; 6—баллонет; 7—r:o>:~:.iti г !: чх? <5 — киль; 9 — ст/билнзатор; 10 — руль высоты; 11 — руль направления 22
Рис. 1.8. Самолетоднрижабли (проекты): ; — лрыло; 2 и 8 — силовые установки; 3 и 6 — кабины экипажа: 4 — поворотное шасси; 5 — груз; 7 — корпус; 9 — оперение; 10 — грузовая платформа Дирижабли бывают мягкие, полужесткие и жесткие. У мягких дирижаблей, обычно объемом 1 000—7 000 м3, матерчатый корпус служит и оболочкой для газа. К корпусу-оболочке при помощи строп 2 подвешена гондола 3 с силовой установкой 5. Оболочка дирижабля изготовлена из прочной прорезиненной ткани. Внутри оболочки размещен баллонет из двухслойной прорезиненной мате- рии, прикрепленной к оболочке. Баллонет служит для сохранения постоянной подъемной силы и формы оболочки дирижабля и поэто- му в нем всегда поддерживается избыточное давление. При подъ- еме на высоту или при нагревании газа часть воздуха из баллонета удаляется, а при уменьшении давления воздух в баллонет нагне- тается вентилятором. На рисунке граница занимаемого баллонетом объема показана пунктиром. Под гондолой расположены два воз- душных амортизатора 4, смягчающих удар в момент приземления дирижабля. Для удержания дирижабля на старте и при посадке служат поясные веревки 7. Примером мягкого дирижабля может служить советский дирижабль В-3 объемом 6 500 м3, построенный в 1932 г. Длина его 63,5 м, наибольший диаметр 10,3 м, скорость полета 100 км/ч. На дирижабле установлены два двигателя. У полужестких дирижаблей объемом 8 000—35 000 м3 по всей длине нижней части корпуса' имеется жесткая килевая ферма, которая сваривается из стальных труб или склеивается из дюралюминиевых профилей. Ферма — основной элемент конструкции и используется для размещения груза, баков для топлива и балласта, в качестве которого часто используют воду. В килевой ферме по всей ее длине имеется продольный проход. В обшивке из авиационного полотна сделаны люки для прохода в мотоглюдолы и для сбрасы- вания балласта и гайдропа. В каждой мотогондоле размещается двигатель с топ- ливной, маслиной и другими системами, приборная доска, сиденья механика и переговорное устройство, связывающее механика с командиром. Гондолы выпол- нены из дюралюминиевого каркаса и полотняной обшивки, покрытой аэролаком. В главное гондоле размещаются экипаж, пассажиры и навигационное оборудо- вание. Советский полужесткий дирижабль В-6 имеет следующие параметры: объ- ем 19 400 м3, полезная нагрузка 9 640 кг, масса конструкции 11 500 кг, верти- кальная скорость 1 м/сек. Жесткие дирижабли имеют объем до 200 000 м3, длина их достигает 250 м, \чаибольший диаметр превышает 40 м, полезная нагрузка достигает 100 т. Кор- пус жесткого дирижабля представляет собой набор продольных (стрингеры) и поперечных (шпангоуты) элементов, изготовленных из дюралюминиевых профи- леи- Обшивка может быть металлической и из стеклопластика, она придает ди- рижаблю обтекаемую ферму. Внутри корпуса размещены баллонеты, заполнен- газом и воздухом. 23
Представление о том, что набор высоты можно осуществить, если сбрасьй вать балласт, а снижение — если выпускать несущий газ, ошибочно. Для изм^ нения высоты достаточно небольшой вертикальной составляющей скорости, ко^ торую получают отклонением рулей высоты или вектора тяги двигателей. Производство дирижаблей в СССР было начато в 1924 г. В 1931 г. прИ Главном Управлении гражданского воздушного флота был создан комбинат* «Дирижаблестрой», успешно освоивший проектирование и строительство мягкий и полужестких дирижаблей. J Расцвет дирижаблестроения приходится на 30-е годы. К тому времени были созданы дирижабли, способные перевозить до сотни пассажиров и десятки тона груза, летать на неограниченно большие расстояния, многие сутки держаться в воздухе. Но несколько крупнейших катастроф, пожаров и взрывов, в результате которых погибли люди, произвели сильное впечатление на общественное мнение^ Дирижабли стали считать ненадежным видом транспорта. В годы Великой Оте^ явственной войны использовали дирижабли В-12 объемом 3000 м3. Незадолго до окончания войны был построен дирижабль «Победа» объемом 5 000 м\ имевши^ отличные летные качества. Дирижабли не выдержали конкуренции с самолетам^ и их строительство в сороковые годы прекратилось. Однако сейчас дирижабле? строение возрождается на новой технической основе. В частности, замена воден рода гелием устранила пожарную опасность. Появились новые материалы для! изготовления оболочек и элементов конструкции, легкие и мощные двигатели^ усовершенствованное электро-, радио- и спецоборудование. Разработаны и освое^ вы с помощью ЭВМ методы расчета прочности, устойчивости, управляемости^ Все это позволяет по-новому решать проблемы проектирования, изготовления ц эксплуатации дирижаблей. ! Дирижабли не требуют, аэродромов с дорогими взлетно-посадочными поло-^ сами, достаточна лишь стартовая площадка с причальной мачтой. Безопасность полета в малой степени зависит от отказов двигателей, систем управления, оши- бок в пилотировании. Очень ценные качества дирижабля — неограниченная про- должительность полета, возможность зависать неподвижно в воздухе и летать в диапазоне скоростей от нуля (дрейф с попутным ветром) до максимальной. Основные трудности при эксплуатации дирижаблей связаны с принципом создания подъемной силы. Дирижабли имеют большие размеры. Например, ди- рижабль грузоподъемностью в 100 т должен иметь длину около 160 м и диаметр 65 м. Это размеры большого океанского судна. Английские конструкторы разра- ботали проект дирижабля длиной 350 м и диаметром 75 м, рассчитанного на пе- ревозку 500 т груза со скоростью до 160 км/ч. При таких размерах неминуемо возникают трудности с обеспечением полета и швартовкой при сильном ветре. Опасно обледенение, удар молнии. Очень сложен вопрос балансировки. На до- военных дирижаблях это достигалось приемом на борт дирижабля балласта ве- сом, равным весу груза. Но это ие всегда возможно, например, при использова- нии дирижабля на строительно-монтажных работах. Можно изменять подъемную силу, охлаждая или нагревая газ, заключенный в оболочку, но этот процесс за- нимает много времени и требует большой затраты энергии. Можно сжимать и хранить несущий газ в стальных баллонах, но последние вместе с компрессорами имеют большой вес. Предлагаются конструкции, представляющие собой «гибри- ды»— самолетодирижабли, вертолетоднрижабли (рис. 1.8). Самолетоднрнжабли имеют крылья, создающие при поступательном полете подъемную силу, которая суммируется с аэростатической подъемной силой дирижабля. Спрофилированный фюзеляж также создает подъемную силу. Аэростатическая подъемная сила урав- новешивает вес конструкции дирижабля. Подъемная сила крыльев и корпуса дирижабля несет полезную нагрузку. Имеются проекты, где силу, необходимую для подъема груза, получают при помощи силы тяги подъемных турбореактив- ных или турбовинтовых двигателей. У вертолетодирижаблей для создания подъ- емной силы предполагается использовать несущие винты вертолетов.
Глава 2 ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИКИ 2.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТРУБЫ Аэродинамика — наука, изучающая законы движения воздуха (газа) и взаи- модействие воздушного потока (газа) с находящимися в нем телами. Аэродинамика как самостоятельная наука начала развиваться в конце XIX столетия. Долгое время она была лишь специальным разделом физики. Развитие аэродинамики шло по двум тесно взаимосвязанным направлениям: тео- ретическому и экспериментальному. Теоретическая аэродинамика находит реше- ния путем теоретического анализа основных законов гидроаэромеханики. Решения при этом для большинства практических задач получают приближенными. Экспе- риментальная аэродинамика изучает сущность тех же явлений опытным путем и определяет значения аэродинамических сил при испытании моделей ЛА. Аэродинамические эксперименты проводят главным образом в аэродинамических трубах, где можно создать искусственный регу- лируемый поток воздуха (газа). При этом пользуются законом об- ращения движения, в соответствии с которым сила, действующая на тело, движущееся со скоростью v, равна силе, действующей на то же тело, закрепленное неподвижно и обдуваемое потоком с той же скоростью V. Исследуемое тело (модель), устанавливаемое в потоке, крепит- ся неподвижно. Для моделирования движения необходимо в аэро- динамической трубе создать равномерный поток воздуха, имеющий одинаковую плотность и температуру. В аэродинамических тру- бах определяют силы, действующие при полете на ЛА. Находят оп- тимальные формы последних, исследуют устойчивость и управля- емость. Аэродинамические трубы разделяют на два вида: прямого дей- ствия и замкнутые. В аэродинамической трубе прямого действия (рис. 2.1, а) вентилятор 3, приводимый во вращение электродвига- телем 4, втягивает воздух в трубу и прогоняет его через рабочую часть 6, где устанавливается испытуемая модель 5. Далее воздух вы- брасывается наружу. Перед рабочей частью устанавливается ре- шетка 7, служащая для спрямления воздушного потока, обтекаю- щего испытуемое тело, вентилятор помещается в выходной части трубы. Аэродинамические трубы прямого действия отличаются про- стотой конструкции. В аэродинамических трубах замкнутого типа (рис. 2.1, 6) входная и выходная части соединены между собой. Та- кие трубы более экономичны, так как энергия, затраченная венти- лятором для создания потока воздуха, частично используется пов- уТорпо. Сужающееся сопло 1 предназначено для получения потока воздуха с заданными по сечению скоростью, плотностью и темпе- ратурой. Расширяющийся диффузор 2 уменьшает скорость и со- ответственно повышает давление струи, вследствие чего экономится Энергия, затрачиваемая на привод вентилятора. Вентилятор 3 с 25
Рис. 2.1. Схемы аэродинамических труб: а — прямого действия; б — замкнутого типа электроприводом 4 служит для разгона воздуха, а в дальнейшем компенсирует потери энергии по- тока. Направляющие лопатки 9 уменьшают потери энергии возду- ха, предотвращают появление ви- хрей при поворотах потока. Ради- атор 8 обеспечивает постоянство температуры воздуха. Аэродина- мические трубы предназначены для исследований в области до- звуковых (см. рис. 2.1) и сверх- звуковых скоростей. Схемы дозву- ковых и сверхзвуковых аэродина- мических труб в общих чертах одинаковы. Для получения сверх- звуковой скорости воздуха рабо- чую часть трубы выполняют в ви- де сопла Лаваля, которое пред- ставляет собой сначала сужающийся, а затем расширяющийся ка- нал. В сужающейся части скорость потока возрастает и в наиболее узкой части достигает скорости звука, в расширяющейся части ка- нала скорость становится сверхзвуковой. Каждому значению сверх- звуковой скорости потока отвечает определенный контур сопла. Поэтому в сверхзвуковых аэродинамических трубах применяют ли- бо сопла с изменяющимся (управляемым) контуром, либо сменные с различными контурами. Для измерения сил и моментов, действу- ющих на испытываемое тело, в аэродинамических трубах обычно используют аэродинамические весы. Для определения действующих сил также широко используют способ измерения давления на по- верхности модели с помощью специальных отверстий, соединенных с манометрами. Помимо аэродинамических труб для аэродинамиче- ских исследований применяют «летающие лаборатории», представ- ляющие собой самолеты, специально оборудованные для данных це- лей. Эксперименты в «летающих лабораториях» отличаются высо- кой точностью результатов, так как они выполняются в реальных условиях полета. 2.2. АТМОСФЕРА Земля окружена газовой оболочкой, которая создает условия жизни живых существ и защищает их от губительного действия космической радиации, идущей из глубин космоса и Солнца, ультрафиолетовых лучей и мощного теплового ис- тока. Атмосферой принято считать ту область вокруг Земли, в которой газовая среда вращается вместе с Землей как единое целое. Полеты ЛА происходят в ат- мосфере и поэтому в большой степени зависят от ее характеристик и строения. Воздух, как и любой газ, обладает неограниченной способностью расширяться и равномерно заполнять предоставленный ему объем, в то же время воздух, на- ходясь в гравитационном поле Земли, обладает большим весом. Считают, что вес атмосферы составляет примерно 51,7-10'8 Н. Благодаря этому плотность воз- 26
дгха и атмосферное давление максимальные у Земли по мере подъема на высоту постепенно уменьшаются. На высоте в несколько тысяч километров плотность принимают равной 10-24 г/см3. Воздух, составляющий атмосферу, представляет собой механическую смесь га.юв, содержание которых (по объему) в йижних слоях следующее: азот ~78%, кислород ~21%, аргон <—0,93%, другие газы (углекислый газ, водород, неон, гелий) ~ 0,07 %. Относительный состав постоянных компонентов атмосферы прак- тически не изменяется до высоты 90 км. До высоты 400—600 км сохраняет преи- мущество кислородно-азотный состав атмосферы. Однако постепенно (из-за того, что высокие слои атмосферы мало защищены от космического воздействия и в них идут процессы диссоциации и ионизации) преобладающим становится атомар- ный кислород, появляется и атомарный азот. С высоты 600 км и до высоты ~ 1 600 км в атмосфере начинает преобладать гелий, а далее на высоте 3 000 км и более — водород. Так, постепенно, газовая оболочка, окружающая Землю, пе- реходит в межзвездный газ, состоящий из 76% (по массе) водорода и 23% ге- лия В нижних слоях атмосферы содержится большое количество паров воды, составляющих ~ 1 % от общей массы атмосферы, продуктов сгорания и пыли, концентрация которой колеблется в широких пределах (от 10 пылинок на литр над лесными массивами до 20-104 в городах и промышленных центрах). В от- дельных районах и особенно над промышленными центрами обнаружены в срав- нительно больших количествах сернистый и угарный газ, ванадий, алюминий, хлор, цинк, железо и др. Неравномерное нагревание отдельных участков Земли и атмосферы в разных районах земного шара и на различных высотах, а также вращение Земли спо- собствуют развитию воздушных течений. Многочисленные наблюдения показы- вают, что атмосфера имеет четко выраженное слоистое строение. В слоях атмо- сферы изменяется не только состав воздуха, но и его температура. Как и сама Земля, атмосфера под влиянием вращения нашей планеты тоже несколько сплю- 11ц !ш над полюсами и разбухает над экватором. Нижний слой атмосферы, прости- рающийся до высоты 8 км у полюса и 18 км на экваторе, называется тропосферой (рис. 2.2). Этот слой атмосферы характеризуется ин- тенсивным перемещением воздуха, на- личием облачности, осадков, устойчи- вым понижением температуры возду- ха с увеличением высоты (в среднем па каждые 1 000 м температура уменьшается на 6,5°С). Вертикальный температурный градиент подвержен сезонным и суточным колебаниям, зна- чение его может изменяться от 3° до 7.й'С на каждые 1000 м. Температу- ра воздуха у Земли может изменять- ся в широких пределах: от —70°С в районах Якутии до +55° С в средне- азнптскпх пустынях. В верхнем слое тропосферы тем- черНура воздуха стабилизируется и становится равной* —56,5° С. Для средних шпрот высота, на которой температура воздуха практически ос- тается неизменной, равна 11 км. В связи с тем, что плотность воздуха быстро убывает с вьсотой, в тропо- сФсре сосредоточено около 80% всей массы атмосферы. Выше слоя тропосферы, примср- Но До высоты 55 км, простирается стратосфера, которая в нижних слоях Рис. 2 2 Схема строения атмосферы 27
(до 25 км) характеризуется постоянной температурой воздуха. На больших вЛ сотах температура повышается, достигая +0,8° С. Причину возникновения этот! теплого слоя атмосферы объясняют явлением абсорбции — поглощением молеку! ламп озона н кислорода ультрафиолетового излучения Солнца. В верхней тропа сфере и нижней стратосфере встречаются струйные течения шириной в сотю километров, в пределах которых ветер достигает скоростей 100—150 м/с. На высотах 55—80 км расположена мезосфера, в которой снова промо ходит постепенное понижение температуры воздуха до —88° С. В мезосфере со держится ~0,3% всей массы воздуха. Вышележащий слой — термосфера простирается до высоты ~800 км В этом слое под воздействием излучения Солнца происходит диссоциация и ионн зацяя молекул воздуха, что приводит к повышению его температуры до 750° С Однако из-за большой разреженности воздуха находящиеся в нем тела нагцб ваются крайне медленно, причем большая часть тепла, сообщаемого телу, будеп рассеиваться излучением. На высоте более 800 км находится экзосфера, которая является пере’ ходной зоной к космическому пространству. Вследствие сильной ионизации воздуха верхняя область атмосферы (40- 800 км) получила название ионосферы. , Паузы — переходные зоны между основными слоями атмосферы. Наиболь шнй интерес для авиации представляет тропопауза, отделяющая тропосферу а стратосферы, так как эта зона — основная область полета современных само летов. Толщина тропопаузы на различных широтах колеблется от нескольки; сотен до нескольких тысяч метров. Основными параметрами, характеризующими состояние воздуха, являете? давление, температура и плотность. Они значительно изменяются не только п< высоте, но и колеблются в зависимости от широты и долготы места наблюдея ния, времени года и суток. Для удобства аэродинамических расчетов и сравнения результатов испытаний ЛА, проведенных в различных местах и в разное времВ| была введена стандартная атмосфера (СА)—условная атмосфера с осредненными значениями параметров воздуха по высотам. Стандартная ат мосфера, принятая в СССР, находится в соответствии с международной стай дартной атмосферой (MCA). Для стандартной атмосферы приняты следующи условия на нулевом уровне (уровне моря): /о=15°С, ро=76О мм рт. ст., ро=“ ==1,225 кг/м3. Для тропосферы, толщина которой в стандартной атмосфере составляв II км, характерные параметры воздуха на различных высотах можно подсчитав по следующим формулам: /я=/0 —0.0065Я; р.н =Ро(1 —(///44300)]51256 мм.рт.ст; ' Ря == РоП — (Л//44 300)]5,256^ ] где /, to, Ря, Ро, Рн, ро — температура, °C; давление, мм рт. ст.; плотность воэ духа, кг/м3, соответственно на расчетной высоте и hi уровне моря; И — высота, отсчитываемая от уровня моря, м. В стратосфере до высоты 20 км температура воздуха сохраняется неизмеи ой, равной /и=— 56,5е С. Давление воздуха н плотность с подъемом на высот] продолжают уменьшаться таким образом: ; рн = 1б9,4е-ИЯ-п ооо)/64 340J, p„ = О,3636«»МИ340], ] где е=2,718 — основание натурального логарифма. 1 13. ВЯЗКОСТЬ И СЖИМАЕМОСТЬ ВОЗДУХА На аэродинамические силы большое влияние оказывает вязкость, а пр больших скоростях полета и сжимаемость воздуха. Под вязкостью понимают сп< собность воздуха оказывать сопротивление относительному перемещению в 28
слоев. Она оценивается коэффициентами р. и v. Коэффициент ц принято назы- вать динамическим коэффициентом абсолютной вязкости. Если разделить коэф- фициент абсолютной вязкости р. на плотность воздуха р, то получим величину, известную как коэффициент кинематической вязкости v=p/p. Вязкость газа возрастает при повышении температуры. У капельных жидко- стей увеличение температуры, наоборот, понижает вязкость. Изменение давления оТ 0,01 до 7 МПа практически не меняет вязкость воздуха. При повышении дав- ления сверх 7 МПа вязкость воздуха начинает быстро возрастать. Сжимаемость воздуха определяется его свойством изменять свой первона- чальный объем, а следовательно, и плотность под действием давления и темпе- ратуры. Зависимость объема газа от давления (при постоянной температуре) описывается законом Бойля-Мариотта: для данной массы газа при постоянной температуре произведение давления на объем является величиной постоянной, т е_ pl/=c=const. Это уравнение обозначает, что если давление р возрастает в несколько раз, то для поддержания постоянной величины с объем газа V дол- жен уменьшиться во столько же раз. Зависимость объема газа от его температуры (при постоянном давлении) описывается законом Гей-Люссака. Закон гласит, что если поддерживается по- стоянное давление газа, то при повышении его температуры на Г объем газа возрастет на 1/273 часть объема, который газ имел при температуре 0е С: V2 = ViKf2 + 273)/ai + 273)b где Vi и Vj — объемы газа при температурах 6 и t2. Закон Шарля устанавли- вает зависимость давления газа от его температуры при постоянном объеме*. Р2 = А(('2 + 273)/(/1 + 273)]. Давление газа при изменении температуры на ГС при сохранении постоян- ного объема изменяется также на 1/273 часть давления, который газ имел пр» температуре 0°С. Со свойствами сжимаемости связано явление распространения звука в газах. Под звуком понимают воздействие на наш слуховой аппарат возмущений возду- ха, когда в нем меняются и плотность, и давление. Распространяющиеся в воз- духе возмущения называют волнами по сходству этого явления с волнами на поверхности воды. Источником возмущения и распространения звуковых волн мо- жет быть движущееся тело или взрыв. Скорость распространения этих возму- щений называют скоростью звука, она зависит от температуры: чем больше на- грет газ, тем менее он сжимаем и тем выше скорость распространения звуковой волны. Зависимость скорости звука в воздухе от температуры а~20 где Т — температура воздуха, К. При температуре абсолютного нуля Т=—273° С или ОК скорость звука равна нулю, так как прекращается движение молекул газа, и следовательно, они не могут передавать малые возмущения. В пределах тропосферы температура воздуха с подъемом на высоту умень- шается, следовательно, уменьшается и скорость распространения звука. На уров- не моря в условиях MCA <z=340 м/с (1 225 км/ч), а в стратосфере а«295 м/с. Отношение скорости полета (или потока) к скорости звука называется числом М= V/a. Если число М=1, то самолет летит со скоростью звука, если /М<1, полет называют дозвуковым, а при М>1— сверхзвуковым. Число М — критерий сжи- маемости воздуха. Для контроля числа М у самолетов, летающих с большими до- звуковыми и сверхзвуковыми скоростями, на приборной доске пилотов устанав- ливают прибор-указатель числа М (М — метр). Многие самолеты имеют ограни- чения по числу М из условий устойчивости и управляемости. Поэтому контроль полета по числу М обязателен. 2.4. ОСНОВНЫЕ ЗАКОНЫ АЭРОДИНАМИКИ Теоретическая аэродинамика основывается на наиболее общих законах физики: законе сохранения массы (материи) и законе сох- ранения энергии. При изучении движения воздуха аэродинамика 29
Рис. 2.3. Течение воздуха в трубке тока исходит из предположения, чИ среда является сплошной с а прерывным распределением я шества в пространстве. Движ щийся поток воздуха удоб! представлять движущими* элементарными струйками—н большими замкнутыми конт рами в виде трубок, образовав ных траекториями движущи: ся частиц воздуха. Через бок вую поверхность элементарнс струйки воздух не может пр< текать ни внутрь, ни наруж Если в любой точке пр остр а: ства давление, плотность, с» рость и ее направление с теч. нием времени не изменяются, то такое движение называется уст< новившимся. Если же указанные параметры с течением времен изменяются, то движение называется неустановившимся. Рассмо' рим условия сохранения массы для установившегося движения во: духа внутри выделенной струйки (рис. 2.3). Закон сохранения ма< сы в данном случае сводится к тому, что через каждое поперечнс сечение струйки в единицу времени протекает одна и та же масс воздуха 1 пц — FiViVi ~ const, где т,—масса воздуха, протекающая через любое поперечное сечен! струйки за одну секунду; Fi, Vi, р,- — соответственно площадь, скорость течения н массовая плотное воздуха в рассматриваемом поперечном сечении струйки. Данное уравнение получило название уравнения неразрывне сти струи. Плотность воздуха с увеличением скорости потока вс время уменьшается. При дозвуковых скоростях течения (М<1 плотность воздуха уменьшается гораздо медленнее, чем расте скорость, так что произведение V,pi возрастает. Для того чтоб! получить большую скорость потока в струйке, площадь ее сечени F должна плавно уменьшаться. При малых скоростях движени газа (М<0,3), когда плотность воздуха практически остается н( изменной, уравнение неразрывности струи можно записать в боле простой форме: FiVi = const. Из уравнения следует, что средня скорость в струйке обратно пропорциональна площади ее попере* кого сечения. При сверхзвуковых течениях (М>1) увеличение скс рости потока возможно лишь при увеличении площади поперечнс го сечения струйки. Это вызвано тем, что уменьшение плотност! воздуха с увеличением скорости происходит настолько интенсивна что произведение начинает уменьшаться. Взаимосвязь давления и скорости в струе воздуха можно опрв делить из закона сохранения энергии применительно к движущей 30 J
•я среде. Считая движение установившимся, а воздух несжима- мым и лишенным трения, рассмотрим относительно некоторой ус- [ОВНой поверхности уровня баланс энергии, поступающей через ечение I—I и выходящей через сечение II—II струйки за вре- «я Лг- Кинетическая энергия массы газа т, проходящей через сечение I—/ со скоростью V] за время Дт, будет равна mVj2/2, а потенци- !льная энергия, равная работе силы тяжести, составит mghx. Кро- ле этого, газ, находящийся выше сечения I—I, производит работу, щособствующую продвижению впереди лежащей массы газа. Эта работа равна произведению силы давления piFx на путь Сле- ховательно, энергия газа, передаваемая за время Дт через сечение t-I, выразится следующим образом: mV2l/2 + mgh{ 4- p^V^r. налогичным образом можно записать энергию газа в сечении II-II. Для установившегося движения газа в струйке и при допуще- нии, что вязкое трение отсутствует, баланс энергии для обоих се- чений запишется в следующем виде: (mV2)/2 + mgki + = (mV%)/2 4- mg/i2 4- Согласно уравнению неразрывности объем газа, проходящего через первое сечение, равен объему газа, вытекающего через вто- рое сечение, Fi У1Дт=Ё2У2Дт. Разделив обе части уравнения балан- са энергии на объем, получим уравнение Бернулли для струйки движущегося газа без учета сжимаемости Pi + (рУ?)/2 + Р*А1 = ^2 + (рУ2)/2 4- ?gb2. Если течение газа в струйке происходит в горизонтальной плоско- сти, то h\ = h2 и потенциальная энергия остается неизменной. Тогда уравнение Бернулли упрощается: Pi + рУ]/2 = р24- (рУ2)/2. На основании уравнения Бернулли можно сделать вывод, что в струе жидкости или газа при установившемся движении сумма динами- ческого давления (скоростного напора) рУ?/2 и статического дав- ления р есть величина постоянная. При увеличении скорости пото- ка статическое давление уменьшается. Уравнение Бернулли с учетом сжимаемости газа У2/2 4- [Л/(Л - 1 )](р/р) = const, где k — показатель адиабаты (для воздуха k = 1,4). Уравнение Бернулли позволяет объяснить физическую сущ- ность возникновения аэродинамических сил на крыле самолета и несущем винте вертолета. 2.5. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА Геометрия крыла характеризуется формой профиля, видами кРЬ1ла в плане и спереди. 31
Рис. 2.4. Профили крыльев: 1 — выпукло-вогнутый; 2 — плоско-вы- пуклый; 5— двояковыпуклый несим- метричный; 4 — двояковыпуклый сим- метричный; 5 — S-образный; 6 — чече- вицеобразный; 7 и в — ромбовидный; 9 — двухклиновой; 10 — одноклнновой; // — клино-прямоугольный Профиль крыла (рис. 2,1 — форма сечения, получаемая с пересечения крыла плоскость» параллельной плоскости симмеч рии самолета. В первоначальный период раз вития авиации широко нспольза вались выпукло-вогнутые профи ли, близкие к профилю крыльев птиц. В те годы главной задаче^ было стремление получить воз| можно большую подъемную силу Увеличение скорости полета за ставило конструкторов искат формы профилей с малым лобс вым сопротивлением. Появилис плосковыпуклые и двояковьгпуд лые профили, обладающие нй большим сопротивлением на до звуковых скоростях полета. ! Для сверхзвуковых самолет^ были разработаны двояковыпу! лые симметричные профили с ос' рыми кромками, ромбовидны клиновидные. Очевидно, что кр» ло будет тем лучше, чем больц его подъемная сила и меньше л< бовое сопротивление. Геометрическими характера тиками профиля (рис. 2.4, в) я! ляются хорда, относительная то! щина и относительная вогнутое! Хорда профиля — отрез! прямой, соединяющей две наиб лее удаленные точки передней задней кромок профиля. Относительная толщ на профиля с — отношен; максимальной ТОЛЩИНЫ Стах пр филя к его хорде b: с= 100%. Она влияет на коэффицие: лобового сопротивления. • Для уменьшения лобового сопротивления, толщину профи; стремятся сделать меньше. Но при значительном уменьшении то щины профиля прочностные характеристики и несущие свойст крыла самолета ухудшаются. Для современных дозвуковых самолетов относительная толп на профиля крыла находится в пределах 10—18%, а у сверхзвук вых самолетов 2,5—5%. 32
Относительная вогнутость профиля / — отношение стрелы про- гиба средней линии профиля к его хорде 7= (/max/*) 100%, где /тах — стрела прогиба, т. е. максимальное отклонение средней линии профилж от хорды. ' Средняя линия профиля — это геометрическое место точек середин перпендикулярных хорде отрезков между верхними 1( нижними контурами профиля. Относительная вогнутость профилей современных самолетов колеблется в пределах 0—4%. Форма крыла в плане (рис. 2.5) может быть прямоугольной, эллин; ической, трапециевидной, стреловидной и треугольной. Пря- мохтильная форма крыла применялась на первых типах самолетов ввиду простоты изготовления. По сравнению же с прямоугольными трапециевидные крылья более выгодны, так как имеют меньшую массу. Для полетов на дозвуковых скоростях наименьшее индуктивное сопротивление создает крыло эллипсовидной формы. Но такое кры- z Рис. 2.5. Форма крыла в плане: " прямоугольная; 2 — эллиптическая; 3, 4 — трапециевидная; 5, 6 — стреловидная; 7, • — треугольная; 9 — ож и сальна я (готическая) 2"~1868 . 33
Рис, 2.6. Поперечная стреловидность крыла: а — положительная; 6 — отрицательная ло сложно в производстве и поэтому редко применяется. На само- летах, летающих с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми ско- ростями, нашли применение стреловидные, треугольные крылья и крылья оживальной формы. Параметрами, характеризующими форму крыла в плане, явля- ются размах, площадь, удлинение, сужение и стреловидность (рис 2.5, е). Размах крыла I — наибольшее расстояние между концевыми точками крыла, замеренное по нормали к плоскости симметрии. Площадь крыла 5 — площадь его проекции на плоскость хорд. Сюда входит и часть площади, вписанной в фюзеляж само^ лета и мотогондолы. Удлинение крыла А — это отношение квадрата размах^ к площади крыла: %=l2/S. Эта формула справедлива для крыл^ любой формы в плане. Для прямоугольного крыла 'k=l1IS=l2llb=\ = l/b. ] Сужение крыла г| — это отношение длины корневой хорды ^корн к длине концевой хорды ЬКОНц- ; Стреловидноеть крыла определяется углом стреловид-i ности X, т. е. углом, образуемым при виде крыла сверху перпенди-* куляром к плоскости симметрии самолета, и линией, соединяющей точки, лежащие на расстоянии 0,25b профилей крыла, считая oil носка. ] Большинство современных самолетов при виде спереди имеют угол, образованный плоскостью хорд и горизонтальной плоско- стью (рис. 2.6), который называется углом поперечного V. Этот угол считается положительным, если концы крыла приподняты, и отрицательными, если концы крыла опущены. Данный параметр, как будет видно в дальнейшем, оказывает существенное влияние на поперечную устойчивость и управляемость самолета. 2.е. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И КОЭФФИЦИЕНТЫ Всякое тело, находящееся в воздухе, испытывает воздействие потока, в результате чего возникает сила, получившая название аэродинамической. Она зависит не только от скоростного напора; но и от формы и размеров тела, ориентации его в потоке, состоя-- ния поверхности и других факторов. Обычно силу сопротивления 34
воздушной среды, которую называют полной аэродинамической си- лой и обозначают /?, разлагают на составляющие. Одна из состав- ляющих, направленная в сторону, противоположную движению тела (по потоку), называется силой лобового сопротивления Ха, другая, перпендикулярная движению тела (набегающему потоку), называется подъемной силой Y. При обтекании симметричйых тел, оСи симметрии которых совпадают с направлением набегающего потока, например у невращающегося шара, подъемной силы нет, но лобовое сопротивление возникает всегда. Сила лобового сопротивления при обтекании тела дозвуковым потоком складывается из сопротивления трения Хтр и сопротивле- ния давления Хп. При обтекании крыла и наличии подъемной си- лы Y к лобовому сопротивлению добавляется индуктивное сопро- тивление Хпнд: Ха=Хтр4-Хд4-А'ИНд. При полетах на скоростях, близких и превышающих скорость звука, возникает волновое соп- ротивление ^VbOJIH’ Тогда •^а = ^тр + 4- 2СиНД 4- ArBOjlH. Сопротивление трения является следствием вязкости воздуха. Еще Ньютон показал, что сопротивление трения пропорционально ди- намическому коэффициенту вязкости р, площади обтекаемой по- е dV л верхности о и градиенту скорости воздуха —, т. е. изменению ско- рости, происходящему на единице длины в направлении, перпенди- v dV о dV кулярном к плоскости тела: Атр = «а s♦ Градиент скорости реализуется у поверхности обтекаемого твердого тела. Этот тонкий слои, в котором вследствие вязкости воздуха скорость потока воз- растает от нулевого значения непосредственно на поверхности до скорости в свободном потоке, называют пограничным (рис. 2.7). Пограничный слой и внешний поток не имеют резкой границы раздела. Условно за толщину пограничного слоя в данной точке поверхности принимают такое расстояние по нормали, на кото- ром местная скорость отличается от скорости обтекания на 1%. Пограничный слой тем тоньше, чем меньше вязкость. Толщина пограничного слоя вследствие потери скорости в пограничном слое по мере удаления от передней кромки возрастает. Так 2.7. Схема перехода ламинарного ' Л профили скоростей в ламинарном (б) пограничного слоя в турбулентный и турбулентном (в) пограничных слоях 2 35
Рис, 2.8. Распределение лобо- вого сопротивления при обтека- нии пластины (а), шара (б) и удобообтекаемого тела (в) как внутри пограничного слоя в направлении, перпендикулярно! движению, скорость изменяется быстро, то даже при очень мало вязкости возникает значительная сила трения. Движение в пограничном слое может быть ламинарным, тур булентным и смешанным. В последнем случае на поверхности тел ламинарный пограничный слой переходит в турбулентный. Поле жение точки перехода хт зависит от формы тела, шероховатост обтекаемой поверхности и степени турбулентности набегающей потока. В ламинарном пограничном слое струйки газа движутс вдоль поверхности тела не перемешиваясь. В турбулентном ело слоистое течение нарушается. Чисто ламинарный пограничны слой наблюдается лишь при сравнительно малых скоростях течс ния. Обычно на обтекаемых поверхностях частей самолета возн| кает смешанный пограничный слой. При увеличении скорости п^ лета длина ламинарного участка уменьшается и точка переход перемещается к носовой части тела. Сопротивление трения в турбулентном пограничном слое превь шает сопротивление трения в ламинарном. Поэтому для уменьш ния сопротивления следует применять гладкие поверхности, лише! ные каких-либо неровностей и выступов. Важно добиваться увел] чения длины ламинарного участка в пограничном слое. Для этог например, наибольшая толщина профиля крыла должна быть ра положена возможно ближе к его заднему концу. Воздушный пото встречая на своем пути препятствие, обтекает его. Но при этом н посредственно перед препятствием возникает избыточное давлен! вследствие замедления потока, а за телом разрежение. Сопротивление тела, вызванное разницей сил давления, дейс вующих на лобовую и кормовую части тела, называют сопротивл иием давления Хд. Можно себе представить, что в одной из точ< возле обтекаемого тела (рис. 2.8) поток полностью останавлив ется, здесь его скорость равна нулю. Эту точку обычно называв критической. Применим уравнение Бернулли для горизонталью 36 <
линии тока, проходящей через критическую точку. Обозначив р0 и давление и скорость потока вдали от препятствия и рКр и 0^=0 Б критической точке, получим Ро +(p^o)Z2 = ^p- Приращение давления в критической точке Л<р — Ро = (рИ?)/2 называется дина- мическим, или скоростным давлением. Зная динамическое давле- ние, можно определить скорость течения. Это делается с помощью трубки Пито. Разрежение за обтекаемым телом зависит главным образом от формы кормовой части тела. В пограничном слое, об- разующемся на поверхности обтекаемого тела, поток вдоль поверх- ности притормаживается и в нем начинает повышаться давление. При обтекании криволинейной поверхности вследствие повыше- ния давления в пограничном слое может начаться возвратное дви- жение воздуха. Это приводит к тому, что количество заторможен- ного воздуха между стенкой и внешним потоком увеличивается и происходит отрыв потока от стенки и образование вихрей. За те- лом возникает так называемая вихревая дорожка. Для уменьшения лобового сопротивления, вызванного разно- стью давлений, очевидно, нужно придавать телу такую форму, ко- торая предотвратит в кормовой части отрыв потока от его поверх- ности и уменьшит притормаживание потока в носовой части. Опыт показывает, что хорошо обтекаемое тело имеет форму падающей капли. Обтекаемую форму придают фюзеляжу самолета и всем выступающим частям. Если же телу, находящемуся в потоке, нель- зя придать обтекаемую форму, то его помещают в обтекатель. Для тела вращения, показанного на рис. 2.8, лобовое, сопротивление примерно в 10 раз меньше сопротивления круглой пластинки с таким же диаметром. К другим способам предупреждения отрыва пограничного слоя от обтекаемой поверхности, а значит и пред- отвращения вихреобразования, относится сдув и отсос погранично- го слоя. Для этого в обтекаемом теле делают щели, в которые вду- вается поток воздуха или отсасывается через них. Для полета самолета необходима подъемная сила. Она создает- ся крылом. Крыло спрофилировано так, чтобы получать макси- мальную подъемную силу при минимальном лобовом сопротивле- нии. Рассмотрим обтекание двояковыпуклого симметричного про- филя крыла воздушным потоком при различном положении про- филя (рис. 2.9). При симметричном обтекании профиля набегаю- щие на него струйки воздуха искривляются и вследствие одинако- Рис. 2.9. Аэродинамические силы крыла: а — симметричное обтекание профиля: б — несимметричное 37
вой выпуклости профиля площади поперечных сечений струек н! и под крылом будут изменяться одинаково. Согласно уравм ниям неразрывности струи и Бернулли скорость воздушного лот! ка на верхней и нижней поверхностях крыла изменяется в равна мере и соответственно давление с обеих сторон профиля будет од1 каковым. У носовой части профиля давление повысится из-з уменьшения скорости потока, а позади крыла возникает разрежь ние. Вследствие разности давлений и трения воздуха возникае аэродинамическая сила /?, направленная по потоку. При несимметричном обтекании профиля воздушным потоко над верхней частью профиля площади поперечных сечений струе] будут меньше, чем в нижней части, а значит, и скорость потока на профилем будет больше, чем под ним. Следовательно, ' давлени воздуха на верхней поверхности профиля будет меньше, чем н] нижней. Кроме того, давление воздуха у носка профиля возраст^ ет из-за торможения потока, а позади профиля область разрежб ния увеличивается. На рисунке области повышенного давлени] обозначены знаком «плюс», а области пониженного давления знаком «минус». В результате образовавшейся разности давлени возникает полная аэродинамическая сила R, направленная под не которым углом к набегающему потоку. Проекция" силы напра^ ленная вдоль траектории движения, — лобовое сопротивление вторая составляющая силы R, направленная перпендикулярно на бегающему потоку, — подъемная сила У. Точка приложения по< ной аэродинамической силы называется центром давления (ЦД} Опытными исследованиями установлено, что аэродинамически» силы через их коэффициенты могут быть выражены следующим об разом: R crS(?V2/2), Y = cyS(?V2/2), Ха = cxaS(pV2/2), где Cr, cv, сх& — соответственно коэффициенты полной аэродинамической силН подъемной силы и лобового сопротивления; 5 — площадь крыла в плане; р|/2/2 — скоростной напор. Коэффициенты cR, су, сх& зависят от формы профиля, формы кры ла в плане, состояния поверхности крыла, положения его относи^ тельно набегающего потока. Они могут быть определены расчетом но более достоверные их значения получаются опытным путем npi испытаниях крыла в аэродинамической трубе. J Полная аэродинамическая сила, как это следует из рис. 2.9, а подъемная сила, лобовое сопротивление и их коэффициенты свя заны следующими зависимостями: | = + 4 = cJ + C2Xa. Аэродинамическое совершенство крыла характеризуется аэродина мическим качеством К, равным отношению подъемной силы к ло бовому сопротивлению или, что равнозначно отношению коэффи циента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивлени; K^Y/Xa = су!сх*. 38
Рис. 2.10. Схемы кольцевых вихрей (а) и сбегания вихрей с крыла (б) Аэродинамическое качество зависит от направления силы R, ха- рактеризуемого углом качества 0, составленного между перпенди- куляром к направлению воздушного потока и вектором полной аэродинамической силы. Из рис. 2.9, б можно определить угол 6 tg0 = zYa/y, или tgfl = 1/к. Помимо сопротивления трения и давления на крыле возникает так называемое индуктивное сопротивление ХИГ)Д. При движении крыла вследствие разности давлений на верхней и нижней его по- верхностях на концах крыла воздух перетекает из области повы- шенного давления в область пониженного давления (рис. 2.10). Возникающие в результате этого сбегающие с крыла вихри возду- ха изменяют направления потока (скос потока) на угол е где V — скорость полета; U — скорость скоса потока. Скос потока приводит к отклонению на угол е вектора подъем- ной силы Уист» проекция которой на направление движения крыла и называется индуктивным сопротивлением Х^д. Его можно опре- делить исходя из значения кинетической энергии, которую необхо- димо затратить на отбрасывание вихрей, > Коэффициент индуктивного сопротивления где а — коэффициент, зависящий от формы крыла в плане (для трапециевидных крыльев а=л/4); /. — удлинение крыла. При отсутствии на крыле подъемной силы (с^=0) поток возду- ха у концов крыла не перетекает и индуктивное сопротивление не возникает. Вихреобразование уменьшается при увеличении удлине- ния крыла. 17. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА И САМОЛЕТА Аэродинамические силы и коэффициенты зависят от положения крыла в потоке воздуха, определяемого углом атаки. 39
Угол атаки а (рис. 2.11) —угол между направлением набег! ющего воздушного потока и хордой крыла. При набегании воздущ ного потока на нижнюю поверхность крыла он считается полож! тельным. Если направление движения воздушного потока совпада ет с направлением хорды, то угол атаки будет равен нулю. Пр1 набегании воздушного потока на верхнюю поверхность крыла уго< атаки отрицательный. Аэродинамические характеристики крыла удобно представлят в виде графиков (рис. 2.12). Экспериментальными исследованиями в аэродинамических тру бах было установлено, что при увеличении угла атаки увеличива ется коэффициент подъемной силы су. Однако он растет до опреде ленного значения угла атаки, свыше которого наблюдается резко падение коэффициента cv. Угол атаки акр, при котором су достига ет максимального значения, называется критическим. Падение ко эффициента подъемной силы при а>акр объясняется тем, что Hi больших углах атаки происходит срыв потока с поверхности крыл; и сильное вихреобразование. Критический угол атаки крыльев сов ременных самолетов составляет примерно 15—20° и с>так=0,8~ Рис. 2.11. Углы атаки крыла: а — положительный; б — нулевой; в — отрицательный Рис. 2.12. Зависимость коэффициента подъемной силы крыла (а) и коэффициента лобового сопротивления (б) от угла атаки: J — несимметричный профиль; 2 — симметричный профиль 40
^-1,2. Рассматриваемая зави- симость cy=f(a) справедлива лишь для дозвукового обтека- ния крыла. При полетах с боль- шими скоростями на коэффи- циент подъемной силы большое рлияние оказывает сжимае- мость воздуха. Угол атаки, при котором ко- эффициент подъемной силы равен пулю, называется углом нулевой подъемной силы do. Величина ао зависит от кривиз- ны профиля. Для симметрично- го профиля этот угол равен ну- лю, так как при а = 0 искривле- ние струек набегающего воз- душного потока на верхней и нижней поверхностях профиля будет одинаковым (статическое давление тоже одинаковое) и полная аэродинамическая сила будет направлена строго по по- току (хорде). Для несиммет- ричных профилей угол do отри- цателен. Диапазон углов атаки от а0 до at<p называют диапазоном летных углов атаки. Коэффициент лобового сопротивления имеет более сложную за- висимость от угла атаки. Так как лобовое сопротивление Ха=^’тр+^д+^ишь т0> выра- жая силы через аэродинамические коэффициенты, можно запи- сать с I — С г + с J- 4- Сг ха хтр ' •’д' хннд Коэффициенты сХтр и сЯд в диапазоне ao<a<aKp почты не зави- сят от угла атаки. Коэффициент же индуктивного сопротивления изменяется по закону квадратной параболы, так как схнид = = cj /(4аХ). Следовательно, суммарная зависимость cXa=f(a) имеет вид квадратной параболы, сдвинутой по оси % вверх на величину Сгпр = сХтр + сХд (рис. 2.12, б), называемую коэффи- циентом профильного сопротивления. На малых углах атаки сопро- тивление крыла в основном определяется профильным сопротивле- нием. С возрастанием угла атаки большее влияние на сопротивле- ние крыла оказывает индуктивное сопротивление. Универсальной характеристикой, имеющей большое практиче- ское значение, является зависимость коэффициентов су и сХаот уг- Ла атаки а, получившая название поляры крыла (рис. 2.13). Она 41
строится на основании зависимостей = /(а) и cXa=f(u). nd этом по осям абсцисс и ординат откладывают значения коэффиц! ентов сга и су, соответствующие определенным углам атак! В некоторых случаях поляру крыла рассматривают совместно, кривой Cj/=/(a). В последнем случае надобность в отметке угле атаки на поляре отпадает. На поляре крыла можно отметить х; рактерные величины: ао — угол нулевой подъемной силы; «c^min - угол, при котором сха =<\rmln; «на —НЭИВЫГОДНеЙШИЙ уГО атаки крыла, при котором качество наибольшее; 0 — угол качест ва; акр — критический угол атаки, при котором с{/=с{/тах. Аэродинамические характеристики самолета по форме анало гичны характеристикам крыла. Отличия их заключаются в том, чп при рассмотрении аэродинамических характеристик самолета в це лом необходимо учитывать аэродинамические коэффициенты и только крыла, но и фюзеляжа, оперения и других частей самолета Однако коэффициент подъемной силы самолета су сам в основной определяется коэффициентом подъемной силы крыла су кр, а коэф фициентами подъемной силы других частей самолета можно пре небречь. Тогда су сам ~ с, кр. Сопротивление самолета равно сумме сопротивлений крыла фюзеляжа, оперения и сопротивления интерференции (взаимного влияния этих частей). Соответственно и коэффициент лобового сопротивления самолета равен сумме коэффициентов указанньй сопротивлений: С.гасам = ^кР 4~ Схаф + сХаои 4-сГаИ(<т. Все сос- тавляющие лобового сопротивления самолета за исключением соп- ротивления крыла объединяются под общим названием вредноге сопротивления. Тогда в упрощенном виде можно записать Схасам — CjraKP Агвр- Вполне очевидно, что аэродинамическое качество самолета: меньше аэродинамического качества крыла вследствие значитель- ного влияния вредного сопротивления. Максимальное значение аэродинамического качества современных гражданских самолетов 15—18 при аНв = 5~-7°. Так же, как для крыла, можно построить поляру и для всего самолета. Она будет отличаться от поляры крыла тем, что сдвинется вправо на величину сХВр. 1 2.8. ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ i Рассмотрим характер распространения малых возмущений воз- духа, производимых точечным телом при различных скоростях по- лета, через равные промежутки времени Дт=1 с (рис. 2.14). Если точечное тело А неподвижно (У=0), то создаваемые им^ возмущения будут равномерно распространяться во все стороны с| одной и той же скоростью (скоростью звука) в виде сферических, волн, концентрично расположенных относительно друг друга. При^ движении тела с дозвуковой скоростью (V<a) звуковые волны^ будут всегда опережать тело. Струйки жидкости, подходя к телу, 42
Рис. 2.14. Схемы возмущения воздушного потока, создавае- мые малым телом А в положе- ниях 1, 2, 3 при движении с различными скоростями уже на значительном расстоянии до него изменяют свое направле- ние и будут плавно обтекать переднюю часть тела. По достижении скорости движения тела, равной скорости звука (V=a), возмущения воздуха будут распространяться с той же скоростью и двигаться вместе с телом. Звуковые волны, созданные телом при различных его положениях, накладываются одна на другую, создавая перед телом плоскую волну возмущений. При этом тело и волна имеют общую точку касания. Если скорость движения тела превысит скорость звука (1/>а), то сам источник возмущений будет опережать звуковые волны, которые наклады- ваются на коническую поверхность, называемую конической вол- ной возмущений. Из приведенного рисунка видно, что угол наклона конической волны зависит от числа М, т. e.sin <р = а/У = 1 /М.При увеличении ско- рости полета (числа М) угол наклона конической волны возмуще- ний уменьшается. Таким образом, при движении тела с дозвуковой скоростью создаваемые им возмущения всегда опережают его, а при движении со сверхзвуковой скоростью они находятся внутри конуса возмущения. Особенность движения воздуха со сверхзвуковой скоростью — образование скачков уплотнения. При движении тела с малой до- звуковой скоростью воздушный поток плавно обтекает его. Если же скорость движения тела превышает скорость звука, то каждая точка его поверхности создает волну возмущения определенного угла наклона (рис. 2.15). При наложении этих волн возмущений (участок ГД) образуется скачок уплотнения — поверхность, на ко- торой резко возрастает давление и плотность воздуха. Если по- верхность скачка уплотнения перпендикулярна направлению набе- гающего воздушного потока, то такой скачок называется прямым. Если поверхность скачка уплотнения наклонна относительно набе- гающего потока воздуха, то скачок косой. 43
Рис. 2.15. Схема образования скачка уплотнения при обтекании вогнутой поверхности Скачки уплотнения могут воЯ никать при сверхзвуковой и дя звуковой скоростях полета. Там например, при дозвуковой скора сти при обтекании крыла воздуил ным потоком в узком сечении струек местная скорость може1 достигнуть звуковой. В расширя] ющейся же части струйки ско| рость возрастает вследствие ин| тенсивного расширения воздуха] Таким образом, при некоторой скорости полета, меньшей скорой сти звука, возникают местный сверхзвуковые скорости движения воздушного потока, что приводит к образованию скачков уплотнен ния. Скорость полета, при которой местная скорость достигает зву^ ковой, называется критической (ей соответствует критическое чис- ло МКр), а явление образования местных сверхзвуковых зон и мест- ных скачков уплотнения называется волновым кризисом. В аэродинамике приняты следующие названия скоростей: до* критическая (М<Мкр), критическая (М=Мкр), трансзвуковая; или предзвуковая (МКр*<М<:1), звуковая (М=1), сверхзвуковая (М>1) и гиперзвуковая (М^5) скорости. Образование скачков уплотнения на сверхкритических скород стях сопровождается возникновением так называемого волнового сопротивления Хв, обусловленного затратой энергии на сжатие воздуха и перепадом давления перед скачком уплотнения и за нии3 В этом случае лобовое сопротивление крыла помимо ранее рас- смотренных составляющих включает в себя дополнительно волно- вое сопротивление. Соответственно и коэффициент лобового соп- ротивления крыла ^лакр —СХЛ 4“ СХИНД + СтВ- Таким образом, если на малых скоростях полета коэффициент лобового сопротивления почти не изменяется с ростом числа М, т<| переход через Мкр влечет за собой значительное увеличение cj вследствие развития волнового кризиса. Максимального значения сх достигает в трансзвуковой зоне, а при переходе в сверхзвуков вую область снижается. При этом в трансзвуковой зоне источнвд ком роста сопротивления являются прямые скачки уплотнения, а я сверхзвуковой зоне волновое сопротивление обусловлено косым! скачками уплотнения. Можно доказать, что при прохождений струи через косой скачок уплотнения потери энергии пропорцйо^ нальны потере скорости, а следовательно, и волновое сопротивлсч ние меньше, чем при прохождении струи через прямой скачоц Этим и объясняется характер зависимости сХа=ДМ). Однакв уменьшение коэффициента сх& при увеличении сверхзвуковой ски 44
рости не вызывает в целом уменьшения силы лобового сопротивле- ния Ха, которая пропорциональна квадрату скорости полета. Сжимаемость воздуха и развитие волнового кризиса оказывают ^ шественное влияние и на коэффициент подъемной силы. При до- критических скоростях полета в сжимаемой среде 'коэффициент подъемной силы, как показали исследования, увеличивается по сравнению с коэффициентом подъемной силы в несжимаемой сре- де: сус.« = сунесж/1/1 — М2. с переходом через _Мкр на верхней поверхности крыла разрежение возрастает, что приводит к еще большему увеличению су. Однако с дальнейшим ростом М скачки уплотнения образуются и на нижней поверхности крыла, что вызы- вает уменьшение коэффициента подъемной силы су. Большое влияние на характер проявления волнового кризиса оказывают относительная толщина профиля с, стреловидность % и удлинение X крыла (рис. 2.16, а, б и в). Опытные данные показали, что уменьшение относительной тол- щины профиля способствует уменьшению волнового сопротивления и увеличению числа Мър. Увеличение стреловидности крыла, как видно из рисунка, приводит к увеличению и уменьшению вол* 45
Обтекание стреловидного крыла воздушным потоком имеет су- щественное отличие от характера обтекания прямого крыла. Ско- рость потока V обтекающего стреловидное крыло можно разло- жить на составляющие по нормали к передней кромке Vt и вдоль передней кромки На аэродинамические силы оказывает влияН ние только воздушный поток, нормальный к передней кромке, т. е^ обтекающий крыло по профилю со скоростью Поток, обтека- ющий крыло вдоль размаха, не влияет на величину аэродинамиче- ских сил, так как он фактически не оказывает влияния на картину распределения давления по крылу. Вполне очевидно, что скорость потока, нормального к передней кромке, меньше общей скорости воздушного потока V. Следовательно, у стреловидного крыла Мкр больше, чем у прямого крыла. Для самолета со стреловидным крылом Мкрх = Мкр [2/(1 + cosx)L где МКр — критическое число М прямого крыла. Уменьшение удлинения крыла способствует возрастанию крити- ческого числа Мкр и снижению коэффициента лобового сопротив- ления. Это объясняется так называемым торцовым эффектом. В по- лете вследствие разности давлений под крылом и над ним воздух через торцы крыла перетекает из-под крыла на верхнюю его по- верхность и давление на крыле выравнивается. Чем меньше удли- нение крыла, тем на большую часть крыла будет распространять- ся торцовый эффект, существенно сглаживая пики разрежения дав- ления. В результате местные скорости уменьшаются и возрастает число МКр. Влияние сжимаемости воздуха на коэффициенты cv и сх а при- водит к изменению поляры самолета (рис. 2.17). При М<0,3 по- ляра единая для всех чисел М полета. 2.9. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ ТЕЛ ПРИ СВЕРХЗВУКОВОЙ СКОРОСТИ ПОЛЕТА При обтекании воздушным потоком любого тела в местах торможения по-н тока его кинетическая энергия переходит в тепловую, вызывая нагрев. HarpeaJ поверхности самолета неодинаков: в местах, где скорость потока снижается дся меньших значений, температура выше. Наибольшая температура наблюдается в точках полного торможения воздушного потока. При полете самолета со сверх" звуковой скоростью температура заторможенного воздуха в пограничном слое достигает больших значений. Температуру пограничного слоя Ти.е до чисел М=( можно с некоторым приближением определить из следующей зависимости: • Гп.с =7*0(1 +0.I8M2), где То — абсолютная температура, К; M=V/a; ", V — скорость полета; " а — скорость звука для данной высоты. Поскольку температура воздуха, а следовательно, и скорость звука измену ются с высотой, то и температура торможения является функцией высоты поле та. В табл. 2 приведены расчетные значения температуры торможения погранич 46
Таблица 2 Высота полета, м Начальна! температура, ’С м 1 2 3 4 6 0 15 49 222 481 844 1311 11 000 -56,5 —30,5 99 294,2 683,5 917,7 ного слоя при полете самолета с различными числами М в условиях стандартной атмосферы. Нагрев конструкции самолета будет несколько ниже температуры тор- можения. Обшивка часть тепла передает в окружающее пространство, другая часть идет внутрь конструкции самолета. Нагрев приводит к снижению прочности и жесткости элементов конструкции. Высокая температура усложняет условия работы авиадвигателей, топливной и гидравлической систем, радио- и электрон- ной аппаратуры и требует установки специального оборудования для обеспече- ния нормальных условий жизнедеятельности экипажа и пассажиров. Наибольшие допустимые температуры обшивки и других элементов конст- рукции определяются их материалом изготовления. Предельная температура, вы- бираемая из условий обеспечения прочности и жесткости, для дюралюминия ко- леблется в пределах 100—120’С, для титана до 370° С, для специальных сталей 500-800° С. Для резин и пластмасс эта температура равна 150° С, для усиленных стекло- волокном материалов 200° С. При более высоких температурах использование большинства неметаллических материалов затруднено. Жидкости на нефтяной ос- нове (керосин, масла систем смазки двигателей, жидкости гидравлических сис- тем) не применяются при температуре более 120° С. Так как температура зависит от скорости полета, то предельная температура материала конструкции и служит в ряде случаев ограничением максимальной скорости или времени полета с мак- симальной скоростью. Глава 3 ПОЛЕТ САМОЛЕТА 3.1. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ Наука, изучающая движение летательного аппарата, называется динамикой полета. Движение летательного аппарата может быть установившимся и неуста- новившимся. При установившемся движении отсутствуют ускорения (за исклю- чением ускорения силы тяжести). Основными видами движения, рассматриваемы- ми в динамике полета, являются горизонтальный полет, набор высоты, сниже- ние, взлет, посадка и внраж. Горизонтальный полет — прямолинейный полет в вертикальной плоскости на постоянной высоте. В горизонтальном полете на са- молет действуют сила веса G, приложенная в центре тяжести, подъемная сила У и сила лобового сопротивления Q, приложенные в центре давления, сила тяги Р, направленная по оси двигателя. Для удобства будем считать, что все силы приложены в центре тя- 47
жести (рис. 3.1). Это условие б дем распространять на все ра сматриваемые режимы полета. Условие иолета самолета i постоянной высоте — равенсп подъемной силы и веса: У= — G, или cwS(pV2/2) = G. У слови ///'/ ' / -z Рис. 3.1. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете равномерности движения — pi венство сил тяги и лобового с( противления: Р=Ха, или Р= = 4’ха5(рУ2/2). Если не обеспечи вается равенство подъемной сил1 и веса, то самолет буде подниматься (V>G) или сни жаться (при У<6), т. е. произойдет искривление траектории. Есл! тяга двигателя будет превышать силу лобового сопротивления Р>Ха, то скорость самолета будет увеличиваться, а при Р<Ха ско рость будет уменьшаться. Из уравнения постоянства высоты полета можно получить фор- мулу для определения скорости, потребной для выполнения гори- зонтального полета: Ур.и — /(с yS?). Из формулы видно, что потребная скорость горизонтального поле- та зависит от значения 6, плотности воздуха р, площадки крыла 5 и коэффициента подъемной силы cv. Поскольку каждому значе- нию угла атаки соответствует единственное значение коэффициен- та су (см. рис. 2.12 и 2.13), то это значит, что каждой скорости по-1 лета соответствует определенное значение угла атаки. Данная фор- мула позволяет вывести выражение для теоретически минималь- ной скорости полета самолета на заданной высоте, т. е. наимень- шей скорости, которая позволяет совершать горизонтальный полет Vmln = 2О/(С</так-5р). Минимальная скорость полета может быть получена при поле- те на критическом угле атаки а = аКр, которому соответствует мак- симальный коэффициент подъемной силы cv=clzmax. Однако вы- полнять полет на теоретически минимальной скорости не рекомен- дуется, так как на критических углах атаки полет неустойчив, по- скольку незначительное увеличение угла атаки сверх критического приводит к уменьшению значения су, а значит, к падению подъем- ной силы. Практически минимальная скорость полета несколько больше, чем теоретическая (Vmmпр~ l,30Vmto), а полет должен выполняться на углах атаки а<?акр. Из уравнения постоянства скорости можно получить формулу для силы тяги, потребной для горизонтального полета, рг.п = = ^xes(pr^n/2), а так как то, подставляя в формулу это выражение, получим Рг.и ~G(cXafcy) = G/K. Как следует из формулы, потребная тяга зависит от значения С (с увеличением G требуется большая тяга при том же угле ата- 48
ки) и аэродинамического качества самолета. Минимальной по- требная тяга будет при полете на наивыгоднейшем угле атаки,. т с. с максимальным качеством: Pr.Iimln = G//<maI. При расчетах летных данных самолета удобно пользоваться графическими зависимостями тяг от скорости и высоты полета. Они получили название кривых Н. Е. Жуковского. При построении, кривых потребных тяг используют уравнения установившегося го- ризонтального полета. Исходные данные для расчета — поляры са- молета, построенные для различных чисел М, площадь крыла,, масса самолета, заданные высоты полета самолета. Расчет обыч- но начинают для высоты Н=0 в следующем порядке: задаются рядом значений чисел М (соответственно значениям. V=Ma)-t из уравнения, определяющего условие постоянства высоты по- лета, находят значение су, соответствующее полету на данной вы- соте и скорости; по поляре самолета для выбранного числа М и полученного- значения су определяют значение сХд, а затем и К=су!сх^ подсчитывают значения потребных тяг РТЛ=С/К. Затем строят зависимости Prn=f(V), на которых откладывают значения уг- лов атаки (рис. 3.2, а). Аналогично рассчитывают РГП=/(У) для других высот. При этом с возрастанием высоты полета из-за уменьшения плотности воздуха кривые смещаются вправо с увеличением наклона правой ветви. Летные данные самолетов рассчитываютjipH одновременном со- поставлении кривых потребных PTn=f(V) и располагаемых тяг Л>асп~/(Ю- Последние представляют собой зависимости тяги дви- гателя на максимальном режиме работы от скорости полета само- лета и высоты. По кривым потребных и располагаемых тяг рассмотрим харак- терные скорости горизонтального полета. Крайняя левая точка кривой потребной тяги соответствует минимальной (теоретиче- Рис. 3.2. Зависимость потребных и располагаемых тяг (а) и мощностей (б) от скорости полета 49
ской) скорости полета Утш- Точка пересечения кривых потреби! и располагаемых тяг соответствует максимальной скорости поле Ушах. т. е. наибольшей скорости, достигаемой самолетом в гор зонтальном полете при максимальной тяге двигателя. Скорост которая соответствует минимальной потребной тяге, называет наивыгоднейшей скоростью горизонтального полета VHB. Разнос между максимальной и минимальной скоростями полета назыв ется диапазоном скоростей. С увеличением высоты полета мин мальная скорость увеличивается, а максимальная, как правил уменьшается. Для расчета летных данных самолетов с поршневыми и турб винтовыми двигателями удобнее пользоваться методом сравнен! потребных и располагаемых мощностей. Мощность, потребная aj горизонтального полета, Кг.п=Рг.Уг.П=(<Жг.и/К). Построение кривой потребных мощностей аналогично построй нию кр'ивой потребных тяг. На полученный график наносится кривая располагаемых мощностей силовой установки А^расп=/?(1/1 Наивыгоднейшую скорость полета можно определить по графи ку N=f(V), для чего из начала координат проводят касательну! к данной кривой (точке касания будет соответствовать VHB). Дей ствительно, из формулы, определяющей потребную мощность, вид но, что Р r.nmln — (^г.п/К r.n)tnln = 1 где <р — угол наклона касательной. 1 Скорость полета, при которой потребная мощность наимены шая V называется экономической скоростью V3K. 1 3.2. НАБОР ВЫСОТЫ И СНИЖЕНИЕ Набор высоты — прямолинейное движение самолета вверх пс траектории, наклонной к горизонту. Если при этом скорость сох- раняется постоянной, то набор высоты считается установившимся^ Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты с углом наклона траектории к горизонту в, показана на рис. 3.3, а. Уело- вия установившегося подъема можно записать в следующем виде* P=Xa+Gr2=Xa+G sin 6; y=G! = G cos 0. Исходя из того, что Y=CyS (pV2/2), потребная скорость набора ВЫСОТЫ ___________ _________ ; Уиаб = V2G cose/c^Sp = УГ,„У cos 6- ____ I Величина fcos 0 всегда меньше единицы, поэтому можно сделать вывод, что для выполнения набора высоты самолета требуете® меньшая скорость, чем при горизонтальном полете на том же угле атаки. При небольших углах набора высоты (0 = 204-25°) величина! fcos 0 близка к единице, поэтому можно принимать, что ^паб~ « Vr,n. 50
Рис. 3.3. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты (а) и плани- ровании (б) При наборе высоты самолетом тяга затрачивается на преодо- ление лобового сопротивления Ха и составляющей силы тяжести 62, т. е. для набора высоты требуется тяга, большая, чем в гори- зонтальном полете на том же угле атаки. Подъемная сила крыла при наборе высоты, наоборот, нужна меньше, чем в горизонталь- ном полете. Чем больше угол 6, тем меньше должно быть значение У. Для вертикального подъема (0=90°) подъемная сила крыла не нужна. Этот парадоксальный на первый взгляд вывод объясняется просто. При наборе высоты самолета часть веса самолета G2 урав- новешивается тягой Р (см. рис. 3.3, а). При вертикальном наборе вы- соты вес G полностью уравновешивается тягой Р. В этом случае тяга, потребная для набора высоты самолета, РНаб=^а+6г. Избыток тяги, необходимый для набора высоты, ДР=Ррасп— — G sin 0. Вертикальная скорость набора высоты Vv за единицу вре- мени (рис. 3.4) может быть найдена из таких соотношений: I/i//l/Ha6 = sin 6; sin0 = AP/6; Vy= (Vm6AP)/G=AN/G. Из формул следует, что при неизмен- ной величине G вертикальная скорость самолета зависит от избытка тяги ДР или избытка мощности ДМ. Значения ДР получают с кривых располагаемых и потребных тяг (см. рис. 3.2, а), а зна- чения ДЛ^ с кривых располагаемых и потребных мощностей (см. рис. 3.2, б). Максимальное значение вертикальной скорости может быть получено из ус- ловия У у шах — (УнабЛР)тах/^ — Л^тах/^Л т. е. для набора высоты с минимальной затратой времени (набор высоты с Максимальной скороподъемностью) пилот должен выдерживать наивыгод- нейшую скорость полета при макси- мальном значении тяги (мощности) Рис. 3.4. Зависимость скоро- подъемности от высоты полета 51
авиадвигателей. С увеличением высоты полета избыток тяги у с молетов с ТРД и избыток мощности у самолетов с поршневыми' турбовинтовыми двигателями уменьшаются, поэтому уменьшает и вертикальная скорость. Высота полета, на которой Vvmax=0, называется теоретич ским потолком самолета Нт. На этой высоте избытка тяги (мощи сти) нет, поэтому возможен только горизонтальный полет на на выгоднейшей скорости. Достигнуть высоты Нт самолет практич ски не может, так как по мере приближения к потолку избытс тяги (мощности) становится все меньше и для набора оставшеш высоты потребуется затратить слишком много времени и топлив Уменьшение полетной массы вследствие расхода топлива приведи к увеличению теоретического потолка. Поэтому введено поняти практического потолка //пр — высота полета, на которой макс^ мальная вертикальная скорость Уутах=0,5 м/с. Значение Яц обычно получают расчетным путем, используя график рис. 3.4. Раз ница между практическим и теоретическим потолками обычно не велика (200—300 м). Благодаря кинетической энергии Gl/2/2g са молет кратковременно может набрать высоту; большую теоретиче ского потолка. Эта высота самолета называется динамическим по толком //дин* У самолетов гражданской авиации максимально» значение вертикальной скорости у земли составляет 12—25 м/с высота практического потолка 12 000—14 000 м. Высоту практичен ского потолка самолеты набирают за 40—50 мин. | Снижение — прямолинейное движение самолета вниз по наклон-*! ной к горизонту траектории. Снижение при отсутствии тяги двигав телей называется планированием. j Уравнения установившегося движения при планировании (cmJ рис. 3.3, б) 1 Y = G cos 0; Za=Osin0, 1 где 0 — угол планирования. Возведя оба уравнения в квадрат и сложив почленно, получим У2 4-^2 = G2(cos29-f-Sin26) =G2 или G =1^X2 Как видно, при планировании вес самолета уравновешивается пол- ной аэродинамической силой. Из первого уравнения движения самолета при планировании можно получить выражение для скорости УПл планирования Упл = /(2Gcose)/C1/Sp = V г.п cos 0. Из схемы сил, действующих на самолет при планировании, видно, что ctg0=y/JVa = X. Одно и то же значение аэродинамического ка- чества может быть получено для двух различных углов атаки. Одпн из углов а меньше наивыгоднейшего угла атаки а<анв, дру- гой больше наивыгоднейшего а>аИв. Это означает, что одинаковый угол планирования 0 также может быть получен при полете на двух различных углах атаки. Наиболее пологое планирование 52
(0min) имеет место при полете с углом атаки а = аНв, при котором Л=/<тах- Обычно планирование осуществляют на углах атаки меньше наивыгоднейшего, т. е. на скоростях, превышающих наи- ₽ыгоднейшую скорость. При этом у самолета сохраняются хорошая гстойчивость и управляемость. Важной характеристикой планирования является дальность планирования £Пл, т. е. расстояние по горизонту, которое проходит самолет от начала до конца планирования. Из рис. 3.3, б легко заметить, что LnAJHпл = ^/-^а — К, ИЛИ £1(л = Нпл^, где Нал — высота планирования. Наибольшая дальность планирования соответствует планирова- нию на наивыгоднейшем угле атаки, т. е. при максимальном аэро- динамическом качестве: £пл тах=^пл^шах. На дальность плани- рования большое влияние оказывает ветер Ди ~ НилК ± Wv, где W — скорость ветра; т — время планирования, в течение которого действовал ветер. Встречный ветер уменьшает, а попутный увеличивает Ьпл. При снижении самолета с работающими двигателями равен- ство сил, действующих на самолет, запишется таким образом: Р = Хл — G sin 0, 7 = О cos О, где Р — тяга двигателей. Обычно при снижении частота вращения двигателя незначи- тельно превышает частоту вращения в режиме малого газа, и раз- виваемая тяга небольшая. Наличие тяги увеличивает дальность снижения и уменьшает угол наклона траектории. Снижение само- лета, летящего на высоте 9 000—11 000 м, обычно начинается за 250—300 км от аэродрома. Вертикальная скорость снижения 5— 10 м/с часто ограничивается изменением барометрического давле- ния в пассажирских кабинах с тем, чтобы избежать боли в ушах пассажиров. В случае экстренного снижения, например при раз- герметизации пассажирской кабины, пожаре и т. п., вертикальная скорость должна быть максимальной, однако пилот не должен до- пускать чрезмерного увеличения поступательной скорости из сооб- ражений прочности (ограничение по скоростному напору), устой- чивости и управляемости (ограничение по числу М полета). Вер- тикальная скорость снижения Vy ограничивается значением 35— 40 м/с при убранном и 65—70 м/с при выпущенном шасси. 3.3. ВЗЛЕТ И ПОСАДКА Взлет самолета состоит из этапов разбега по земле, отрыва, приобретения безопасной скорости полета и набора высоты. Перед разбегом самолет выруливает на линию старта и пилот плавно увеличивает тягу двигателей, переводя их на взлетный режим, са- 53
молет удерживается на месте за счет торможения. Затем колес растормаживаются и начинается разбег. Большую часть разбег самолет совершает в стояночном положении. С увеличением ск< рости полета растут аэродинамические силы, увеличивается э(| фективность оперения, что позволяет поднять переднее колесо увеличить угол атаки. Самолет продолжает двигаться ускоренн по взлетной полосе, но уже на основных колесах. Скорость, а слс довательно, и аэродинамические силы продолжают увеличиваться и самолет отрывается от земли в тот момент, когда подъемная сил Y преодолевает вес самолета. Скорость отрыва Готр = /2б/(срогр5р) При этом принимают су oTp^0,85cyinax. После отрыва от земли набирают высоту при одновременно!* разгоне самолета. Самолет с малым избытком тяги после отрыв? переводят в режим выдерживания постоянной высоты для достц жения скорости, необходимой для продолжения взлета. Взлет са, молета заканчивается по достижении им определенной высоты обычно 10,7 м. Проекция траектории взлета самолета на горизонтальную плос« кость от начала разбега до момента набора указанной высоты на! зывается длиной взлетной дистанции £взл. Она зависит от скоро! сти отрыва УотР, тяговооруженности самолета (отношения расио! латаемой тяги двигателей к весу самолета), состояния атмосферы^ (плотности воздуха, скорости и направления ветра) и других фак-’ торов. Уменьшением’УОтр или увеличением тяговооруженности само- лета можно значительно сократить LB3n- При встречном ветре дл^ отрыва самолета требуется меньшая скорость относительно земли,, а следовательно, и меньшая длина разбега. Для уменьшения ско- рости отрыва используют механизацию крыла — обычно закрылки, способствующие повышению коэффициента Суотр- При малых отк- лонениях закрылка увеличивается подъемная сила без существен- ного увеличения лобового сопротивления. Посадка — заключительный этап полета, состоящий из сниже- ния, выравнивания, выдерживания, приземления и пробега по зем- ле до полной остановки. Посадке предшествуют предпосадочные маневры — выход к аэродрому и заход на посадку. Выход к аэро- дрому осуществляется с применением различных радиотехнических средств и заканчивается над дальней приводной радиостанцией (ДПРС). Для экономии топлива и уменьшения времени нахожде- ния самолета в районе аэродрома стремятся выполнять посадку с прямой. Перед посадкой на высоте 300—400 м выпускают шасси и в два приема закрылки. При снижении двигатели работают на режиме минимального газа, т. е. создают незначительную тягу. Снижение обычно осуще- ствляется со скоростью, превышающей минимальную на 25—30% для избежания возможного срыва потока. В конце снижения про- изводится выравнивание самолета таким образом, чтобы траекто- рия его движения стала почти параллельна земле. Для этого пилот выбирает штурвал на себя, угол атаки увеличивается, коэффици- ент подъемной силы возрастает, а скорость уменьшается. 54
После выравнивания самолет продолжает летать на малой вы- соте (0,5—1 м) с постепенным уменьшением скорости при увели- чении угла атаки (для сохранения равенства Y=G). Этот элемент посадки называют выдерживанием. По достижении скорости, при которой подъемная сила становится меньше веса самолета, само- лет парашютирует и касается земли. Скорость самолета в момент приземления называется посадочной и110С ~ 0,94/2(3/(04,maxSp). Заключительная стадия посадки — пробег самолета по земле, при котором скорость уменьшается до нуля. Горизонтальная проекция траектории посадки самолета с высо- ты 15 м до окончания пробега называется длиной посадочной дис- танции Гдос- Для сокращения Гпос необходимо снижать посадоч- ную скорость и применять различного рода тормозные устройства. Однако уменьшение посадочной скорости ограничено значением Су max- Увеличение cvmax возможно при использовании механиза- ции крыла. В качестве тормозных устройств могут применяться колесные устройства, лыжи, воздушные тормоза, аэродромные средства, ре- верс тяги (изменение направления тяги двигателей). Применение этих средств сокращает длину пробега в 2—2,5 раза. 3.4. ВИРАЖ Вираж — криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости. Этот наиболее распространенный вид криволинейного полета служит для изменения направления полета. В практике различают виражи правильные и неправильные. Правильным ви- ражом называется полет самолета по дуге окружности радиусом Рис. 3.5. Схема сил, действующих иа самолет при вираже 55
г на постоянной высоте с постоянной скоростью (рис. 3.5). Я правильный вираж — полет самолета по криволинейной траек рии со скольжением, с изменяемыми радиусом или высотой. Для выполнения виража необходима центростремительная с ла, получить которую можно, если накренить самолет на некот рый угол у — угол между плоскостью симметрии самолета и ве тикальной плоскостью, называемый углом крена. Рассмотрим усл вия правильного виража (см. рис. 3.5). Уравнения правильно] виража исходя из схемы сил, действующих на самолет, след ющие: Ув==(7= У cos у— условие полета в горизонтальной плоскост Р—Х& — условие постоянства скорости полета; < (G/g) (^«/2) = У sin у = кг — условие криволинейного движ ния по дуге окружности радиуса г. Таким образом, на самолет при вираже действуют взэиме уравновешивающиеся силы тяги двигателей и лобового сопротиЕ ления, вертикальная составляющая подъемной силы и силы вес< Горизонтальная составляющая подъемной силы не уравновешен и служит центростремительной силой, вызывающей искривлени траектории. При вираже подъемная сила, как видно из рис. 3.5, должн быть больше, чем в обычном горизонтальном полете. Следователь но, при вираже крыло самолета нагружено больше. Отношение подъемной силы при вираже к подъемной силе, потребной для обычного горизонтального полета, называется перегрузкой пв=| = У/Уг.д=У/б. В горизонтальном полете перегрузка равна едини| це, так как подъемная сила равна весу самолета. При виража подъемная сила (перегрузка) должна быть тем больше, чем больа ше крен самолета. Так как при вираже G=Ycosy, то = У/Уcos у= 1/cos у. Следовательно, при правильном вираже nepej грузка определяется только углом крена и не зависит от типа и веса самолета. Характерные параметры виража — скорость и ра-| диус траектории. ’ ; Одно из условий правильного виража j G — Y cos у или G = CyS (pV^/2) cos у. ! Решая полученное уравнение относительно скорости, получим И. = V2G/(сyS? cosy) = У’г.н'Кл? Радиус виража можно найти из условия криволинейного движения самолета при вираже. Установлено, что (<?/&) (vJr) = Уs,n Y* Подставив вместо У его значение, получим (G/g)(V2nfr) =CyS (f>V;/2) sia у. Отсюда определим радиус виража г =2G/(g?Scu sin у). 56
формула позволяет оценить влияние различных факторов на ра- дИус виража. Однако в нее в явном виде не входит скорость, не- сомненно влияющая на радиус виража. Из рис. 3.5 видно, что yr=VBtg y=Gtg у, но Уг = (°/£) (И». Приравняв правые ча- сти уравнений, получим г— VB2/(gtg у). Радиус виража с увеличе- нием скорости при постоянном угле крена возрастает, а при сох- ранении постоянной скорости с увеличением угла крена уменьша- ется. Однако скорость оказывает на радиус виража гораздо боль- шее влияние, чем крен. Последняя формула для радиуса виража позволяет найти вре- мя выполнения виража т = (2лг)/7в =2лИв/^ tg Y- Как видно, оно в меньшей степени, чем радиус, зависит от скорости. 3.5. ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА Дальность полета — расстояние, которое может пролететь са- молет в одном направлении при расходовании определенного за- паса топлива. Она складывается из участков набора высоты LHae горизонтального полета £г.п и снижения £Сниж (рис. 3.6): = ^наб “Ь ^г.н 4“ ^еннл* Участок горизонтального полета оставляет примерно 85% всего расстояния для самолетов средней дальности и до 95% для само- летов большой дальности. Расстояние, которое может пролететь са- молет в безветренную погоду при полном израсходовании всего за- паса топлива, за исключением невырабатываемого остатка, на- зывается технической дальностью полета. Невырабатываемый ос- таток топлива составляет примерно 1,5% от общего запаса топли- ва и определяется конструктивными особенностями топливной сис- темы, так как топливо из баков не может быть полностью вырабо- тано. Обычно дальность полета (практическая дальность) определя- емся нз условия расходования располагаемого запаса топлива, т. е. общего запаса топлива за вычетом невырабатываемого остат- ке п так называемого аэронавигационного запаса (для выполне- ния различных маневров перед посадкой, для повторного захода на посадку и т. д.), оставляющего 10—15% от общего запаса топ- лива. Иногда полет выполняется с возвратом на аэродром вылета. Наибольшее расстояние, которое может пролететь самолет при ус- ловии возврата его на аэродром вылета без промежуточных поса- Рис.3.6. Профиль полета самолета 57
док, называется радиусом действия R. Время, в течение котороЯ самолет может продержаться в воздухе до полного выгорания даД ного запаса топлива, называется продолжительностью полета Д Дальность и продолжительность полета на горизонтальном учД стке при запасе топлива 6Т определяется по известным киломеН ровому расходу топлива ск, т. е. расходу топлива на один киля метр пути, и часовому расходу топлива Сл, под которым понимД ют количество топлива, расходуемое в полете за 1 ч: £ — Gt/с к, т = Gxlch. В полете на крейсерской скорости самолет Ил-62 расходует топлм ва 8040 кг/ч, Ту-134 —3300, Як-42 — 2880, Ан-24 — 900 кг. РаЯ ход топлива в полете в значительной мере зависит от режимов пЛ лета и работы двигателей, полетной массы ЛА, наличия ветра высоты полета. Километровый и часовой расходы топлива с подтЛ емом на высоту уменьшаются, поэтому максимальная дальность продолжительность возрастают при полете на большей высоте. П( мере выгорания топлива в полете масса самолета постоянно умень шается, а высота практического потока возрастает. Поэтому даль ность (продолжительность) полета можно увеличить, если летел с набором высоты по слегка наклонной к горизонту траектории Такой режим полета получил название полет по потолкам. Из су шествующих способов увеличения дальности и продолжительност! полета наиболее эффективны увеличение запаса топлива при ис пользовании подвесных топливных баков и дозаправки самолетов в воздухе. i Глава 4 РАВНОВЕСИЕ, УСТОЙЧИВОСТЬ, УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА 4.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Состояние самолета в полете, при котором действующие на не- го силы и их моменты не вызывают его вращения и не нарушают равномерного и прямолинейного движения, называется равно- весием. Обычно равновесие рассматривают относительно трех осей координат, начало которых совмещается с центром тяжести самолета (рис. 4.1): продольной оси X, направленной вдоль фюзе- ляжа; вертикальной оси У, перпендикулярной оси X и лежащей в плоскости симметрии самолета; поперечной оси Z, проходящей по размаху крыла перпендикулярно осям X и У. Моменты сил, стре- мящиеся повернуть самолет вокруг оси А, называют поперечными, или кренящими, вокруг оси У — путевыми, или рыскания, относи- тельно оси Z — моментами тангажа, или кабрирующими, если они 58
стремятся увеличить угол ата- ки. и пикирующими, если они уменьшают угол атаки. Равновесие может быть ус- тойчивым и неустойчивым. Способность самолета самосто- ятельно, без вмешательства пи- лота, восстанавливать состоя- ние равновесия после прекра- щения действия возмущающих усилий называется устойчи- востью. Если самолет не об- ладает такой способностью, то Рис. 4.1. Система координат самолета он называется неустойчивым. Самолет должен быть устойчив на всех режимах полета и ,как по- казывает практика, если он устойчив в установившемся гори- зонтальном полете, то сохраняет эту способность и в других ре- жимах. Устойчивость самолета тесно связана с его управляемостью — способностью самолета реагировать на действия пилота с помо- щью органов управления. Высокая степень управляемости не яв- ляется хорошим показателем, так как самолет в этом случае будет реагировать на незначительные отклонения рулей, и пилотирова- ние его затрудняется. Управляемость самолета не следует путать с маневренностью. Если управляемость характеризуется поворотом самолета вокруг его центра тяжести, то маневренность оценивает- ся перемещениями центра тяжести в пространстве. Так же, как и равновесие, устойчивость и управляемость рассматриваются отно- сительно: продольной оси X — поперечные равновесие, устойчи- вость и управляемость; вертикальной оси У — путевые равновесие, устойчивость и управляемость; поперечной оси Z — продольные равновесие, устойчивость и управляемость. При расчете равновесия, устойчивости и управляемости требу- ется знать положение центра тяжести самолета—начала коорди- нат. Положение центра тяжести принято определять относительно так называемой средней аэродинамической хорды &сах — условно- го прямоугольного крыла, равновеликого по площади задан- ному крылу и имеющего такие же аэродинамические характери- стики. Положение центра тяжести самолета относительно носка сред- ней аэродинамической хорды крыла, выраженное в процентах ее длины, называют центровкой: Xi =(.xr/bCKX) 100%; y-t = (j/tMcax)I00%, где лт, t/т — соответственно расстояние центра тяжести самолета от носка сред- ней аэродинамической хорды по горизонтали и вертикали; /’сах—длина средней аэродинамической хорды. Положение цевтра тяжести хт и ут может быть определено как частное от деления суммы моментов масс частей самолета, экипа- 59
жа и„загрузки относительно передней кромки 6сах на полетн^И массу самолета: Хт =2>/Xz//n, ут =2^zyc/«. Я Вследствие того, что уг имеет небольшое значение и в полете маЛ изменяется, решающее влияние на устойчивость и управляемое® оказывает координата хт. ® В зависимости от загрузки центровка самолета изменяется,® следовательно, изменяются устойчивость и управляемость. Поэт® му для каждого типа самолета устанавливают предельно пере® нюю и предельно заднюю центровки. При загрузке самолета и в® полнении полета необходимо предусмотреть, чтобы центр тяжест® не выходил из этих пределов. У современных самолетов диапазон® центровок следующие: для самолетов с прямым крылом хт® = (184-28)%; для самолетов со стреловидным крылом 5Т® = (264-34)%; для самолетов с треугольным крылом малого удл® нения хт= (324-36) %; для самолетов схемы «бесхвостка» с тр® угольным крылом малого удлинения хт = (304-32) %. я 4.1 ПРОДОЛЬНЫЕ РАВНОВЕСИЕ, УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ Я В установившемся горизонтальном полете на самолет действуя ют вес G, подъемная силы крыла Y, подъемная сила гори зонталъного оперения Уг.о, сопротивление самолета Ха и сила тяг двигателей Р (рис. 4.2). Условие продольного равнове сия — равенство нулю суммы проекций этих сил на оси X и У : их моментов, действующих относительно оси Z. Продольное равне весие может нарушаться при изменении значений сил или их рас стояний до центра тяжести в следующих случаях: при изменении положения центра тяжести самолета (цент; ровки); • при воздействии вертикальных порывов воздуха; * при изменении режима работы или отказе двигателей. Большое влияние на продольное равновесие самолета оказывав ет положение его центра тяжести. Поэтому для обеспечения про- дольного равновесия необходим: производить загрузку самолета i выработку топлива таким обра- зом, чтобы в полете центр тяже- Рис. 4.2. Схема сил, действующих на самолет при определении продольной устойчивости самолета сти перемещался в незначитель- ных пределах. Восстанавливают продольное равновесие отклоне-- нием руля высоты. Продольная устойчив в ость — устойчивость относи- тельно поперечной оси Z, т. е. способность самолета самостоя-^ тельно без вмешательства пилота 60
возвращаться к углу атаки, на ко- тором самолет находился в равно- весии, после прекращения дейст- вия возмущающих усилий. Рас- смотренное ранее условие про- дольного равновесия самолета еще не обеспечивает его продоль- ной устойчивости. Под действием каких-либо внешних возмущений, приводящих к появлению враща- ющего момента, самолет может выйти из состояния равновесия. Рис. 4.3. Балансировочная кривая Рассмотрим условие продольной устойчивости самолета. При установившемся полете самолет находится в равновесии относи- тельно оси Z: Л4кр—^г.о или У* а = Уг>о/г.о, где Y и Уг.о — подъемные силы, создаваемые соответственно крылом н горизон- тальным оперением; о и /г.о — расстояния от центра тяжести самолета до точек приложения подъемных сил Y и Уг.о. Здесь моменты сил лобового сопротивления и тяги двигателей Р не учитываются, так как вследствие малости плеч они незначи- тельны. Продольное равновесие пилот создает при помощи руля вы- соты и тяги авиадвигателей. Устойчивый самолет будет стремиться в положение равновесия при следующем условии: ДЛ4г.о АЛТкр, где ДЛ1г.о и ДМКр — приращения моментов аэродинамических сил соответственно горизонтального оперения и крыла вследствие изменения уг- ла атаки. Следовательно, самолет будет устойчивым относительно попе- речной оси, если при нарушении равновесия момент аэродинамиче- ских сил горизонтального оперения будет изменяться быстрее мо- мента аэродинамических сил крыла. Момент аэродинамических сил горизонтального оперения зависит от площади горизонтального оперения Sr.o, так как она определяет значения Уг.о и удаления опе- рения от центра тяжести /г.о- Перемещение центра тяжести самолета вперед влечет за собой увеличение продольной устойчивости. При смещении центра тяже- сти назад продольная устойчивость уменьшается и при некотором положении центра тяжести самолет будет неустойчив. При этом существует такое положение центра тяжести, при котором самолет находится в безразличном равновесии. Такая центровка получила название нейтральной. Продольная управляемость — способность самолета изменять угол атаки крыла при отклонении руля высоты. Ее мож- но характеризовать следующими параметрами: отклонением руля высоты, необходимым для изменения угла атаки крыла на 1°; при- 61
ращением усилия на ручке (штурвале) управления, при котор! угол атаки изменяется на 1°. Связь угла отклонения руля высо'я или перемещения усилия на рычаге управления (штурвале) с ш жимом полета самолета устанавливается по балансировочным кр вым, которые получают расчетом или при продувке моделей сам лета в аэродинамических трубах и уточняют в процессе летных и пытаний. Балансировочные кривые, представляющие собой зависимое угла отклонения руля высоты 6 или усилия на рычаге от угла at ки (скорости или числа М), позволяют определить, на какой угс нужно отклонить руль высоты, чтобы сбалансировать самол» (рис. 4.3). Из графика видно, что в полете с углом атаки, напр] мер аь для балансировки самолета необходимо отклонять руль Bt соты на угол бь Если руль отклонить на угол бг, т. е. изменить о1 клонение на Дб, то самолет изменит угол атаки на Да и буде - о I д5 I сбалансирован на угле атаки «2. Величина ----- определяет yi тойчивость и управляемость самолета. Чем больше абсолютна 46 гг] значение----, тем управляемость хуже, а устойчивость лучше. Пей Да полете с большими углами атаки (режим посадки) отклонена руля должно быть значительно больше, чем при полете на малый углах атаки. ? С возникновением волнового кризиса после перехода через ЛИ изменяется распределение давлений на крыле и оперении. Пр] этом возникает склонность самолета к пикированию, что приводи! к временной потере устойчивости. При дальнейшем увеличении exq рости и достижении М=1 устойчивость восстанавливается. Эффективность рулей на сверхзвуковых скоростях снижается поэтому для улучшения управляемости таких самолетов целесооб разно делать поворотное оперение без разделения на стабилизато] и рули. 4.3. ПОПЕРЕЧНЫЕ РАВНОВЕСИЕ, УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ Для поперечного равновесия необходимо равенств» моментов сил, действующих на самолет относительно оси х, 2^иглев = 2-^хпр» где SMx лев и SAfx пр — сумма моментов соответственно кренящих самолет вле во н вправо. Это равновесие обеспечивается строгой симметрией самолет; относительно плоскости XY, причем самолеты должны иметь н только весовую симметрию, т. е. равенство весов левой и право! частей, но и аэродинамическую, которая достигается одинаковыми формами, размерами и положениями обеих частей (половин) са молета. 62
Поперечное равновесие в полете может нарушиться при откло- нении элеронов (рулей крена) или под действием порыва воздуха на одно полукрыло, что вызывает появление кренящего момента. Большое влияние на поперечное равновесие самолета оказывает реактивный момент двигателя Л1Р и воздушного винта Л1р = 71б,2(У/л), где N — мощность двигателя; л — частота вращения вала двигателя. Из формулы следует, что изменение мощности двигателей, как и частоты вращения, влияет на реактивный момент, т. е. приводит к нарушению поперечного равновесия. Нарушенное равновесие можно восстановить при помощи эле- ронов. Элероны, устанавливаемые на левой и правой частях крыла, отклоняются одновременно в разные стороны. Если элерон откло- нить вниз, то подъемная сила полукрыла увеличится. Одновремен- но элерон на второй половине крыла отклонится вверх и умень- шится подъемная сила на этом полукрыле. Действуя элеронами, можно добиться сохранения поперечного равновесия самолета. Поперечная устойчивость — способность самолета са- мостоятельно устранять возникший по какой-либо причине крен по прекращении действия внешних возмущений. Пусть по какой-либо причине самолет накренился (рис. 4.4). В результате под действи- ем составляющей силы веса 62 самолет будет скользить в сторону крена, теряя высоту. При этом на опущенном полукрыле подъемная сила будет больше, чем на другой части крыла. Это объясняется тем, что второе полукрыло затенено фюзеляжем, и следовательно, условия обтекания его воздушным потоком ухудшаются. Возника- ющий из-за разности подъемных сил момент М3 стремится возвра- тить самолет в первоначальное положение. На поперечную устойчивость самолета большое влияние оказы- вают угол поперечного V и стреловидность крыла в плане (рис. 4.5). При положительном угле V устойчивость самолета повышается. Действительно, при боковом скольжении со скоростью Уб ок (рис. 4.5, а) на опущенном полукрыле подъемная сила увеличивается на ДУ, а на втором полукрыле она уменьшается на ДУ. Это проис- ходит потому, что первое полукрыло обдувается воздушным пото- ком снизу и угол атаки его увеличивается, а второе полукрыло, по- мимо того, что оно затенено фюзеляжем, обдувается потоком свер- ху. Благодаря этому, образуется восстанавливающий момент, стре- мящийся возвратить самолет в состояние равновесия. Если попе- речная стреловидность крыла будет отрицательной, то устойчи- вость самолета ухудшится. Значительное влияние на устойчивость оказывает и стреловид- ность крыла в плане. Положительная стреловидность крыла в пла- не увеличивает поперечную устойчивость, так как при скольжении крыла со скоростью Убок (рис. 4.5, б) его правая и левая части об- текаются воздушным потоком с различными поперечными скоро- стями Ипоп- В результате подъемная сила полукрыла А будет боль- 63
Рис. 4.4. Схема сил, действующих на самолет при скольжении Рис. 4.5. Схема образования восста- навливающего момента при положи- тельном угле поперечной стреловид- вости (а) и стреловидности крыла в плане (6) те подъемной силы полукрыла Б, т. е. возникает момент, восст навливающий первоначальное положение самолета. Поперечная управляемость — способность самоле поворачиваться относительно продольной оси при отклонении эЛ ронОв. Так как крыло с положительной стреловидностью в пла! создает большой запас устойчивости, что отрицательно сказывай ся на поперечной управляемости, то для повышения последней кр! ло иногда выполняют с отрицательной поперечной стреловш ностью. 4.4. ПУТЕВЫЕ РАВНОВЕСИЕ, УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ Для путевого равновесия необходимо равенство момеи тов сил, действующих на самолет относительно вертикально оси У. Нарушение путевого равновесия может произойти при отклс| нении руля направления, изменении режима работы или отка^ одного из двигателей. Разворачивающий момент в таких случая^ возникает вследствие несимметричной тяги. Если на самолете уста; новлены поршневые или турбовинтовые двигатели, то разворач^ вающий момент при отказе двигателя возрастает из-за появлений силы сопротивления воздушного винта. Нарушение путёвого равно! весия устраняется отклонением руля направления. Способность самолета самостоятельно возвращаться к состоя нию равновесия относительно оси У после прекращения действи! внешних сил называется путевой, или флюгерной, устойчи в остью. Самолет, обладающий путевой устойчивостью, стремит ся также сохранить заданный угол скольжения. Рассмотрим случай горизонтального полета самолета со ско ростью V без скольжения. Пусть под действием каких-либо внеш 64
ни.х сил самолет повернется отно- сительно вертикальной оси на угол 0 (рис. 4.6). В первый пери- од времени он будет двигаться по инерции в прежнем направлении, т. е. со скольжением. При этом на вертикальном оперении (киле), обтекаемом воздухом, появится аэродинамическая сила /?р, кото- рая относительно вертикальной оси создает восстанавливающий момент Рис. 4.6. Схема образования путевого восстанавливающего момента где b — плечо действия силы RK относительно центра тяжести самолета. Практически при скольжении самолета аэродинамическая сила возникает и на фюзеляже. При этом аэродинамическая сила, воз- никающая при обтекании боковой поверхности носа фюзеляжа, будет создавать момент, усугубляющий нарушенное равновесие, а сила, действующая на хвостовую часть, будет восстанавливать равновесие. Путевая управляемость — способность самолета реаги- ровать на отклонение руля направления. При отклонении руля воз- никает боковая аэродинамическая сила, создающая разворачива- ющий момент относительно центра тяжести. Боковая сила, как и всякая аэродинамическая сила, зависит от скоростного напора, площади, угла отклонения руля, а момент силы — от значения си- лы и плеча. 4.5. БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ Путевое и поперечное равновесие взаимосвязаны, и нарушение одного из них влечет за собой нарушение другого. Поэтому для со- здания устойчивого самолета необходимо обеспечить совместную устойчивость, называемую боковой. Прежде всего рассмотрим взаимосвязь поперечного и путевого равновесий. Если, например, самолет по какой-либо причине на- кренится, то под действием составляющей силы веса бг, он начнет скользить в сторону крена (рис. 4.7, а). При этом вертикальное оперение будет обтекаться воздушным потоком несимметрично, в результате чего появится боковая аэродинамическая сила RB.O, ко- торая стремится повернуть самолет относительно вертикальной оси (рис. 4.7, б). Таким образом, крен вызывает поворот самолета в сто- рону крена. Если самолет начнет разворачиваться относительно вертикальной оси, то вследствие возникновения окружных скоро- стей и правая и левая части крыла будут обтекаться воздушным по- током с различными скоростями (рис. 4.7, в). По этой причине на 3-1868 65
левой и правой частях крыла образуются различные подъем^ силы и наблюдается крен в сторону поворота (рис. 4.7, г). Для обеспечения боковой устойчивости необходимо соблюла определенное соотношение поперечной и путевой устойчивости, т как несоблюдение этого условия может вызвать колебательную и спиральную неустойчивость. Пусть, например, поперечная усто чивость мала, а путевая велика (чрезмерно большая площадь к ля и киль далеко расположен от центра тяжести самолета). Ecj самолет по какой-либо причине накренится, то под действием с ставляющей силы веса он скользит и разворачивается в сторож крена. При этом одновременно возникают момент Мв, восстана: ливающий крен, и кренящий момент Л1Р от разворота самолет При избыточной путевой устойчивости МКр>А1в самолет движете по спирали со снижением. Если же путевая устойчивость мала, а поперечная велика, т это приводит к колебательной неустойчивости. При крене самолета например, на правое полукрыло и появлении в связи с этим скол1 жения вправо возникает восстанавливающий момент Мв, превышг ющий момент крена от разворота А4Кр. Самолет из правого крен перейдет в левый и начнет скользить в левую сторону. Вследствие большой поперечной устойчивости снова появится кренящий мс мент на правом полукрыле. Затем самолет начнет раскачиваться одного полукрыла на другое. И так колебательно неустойчивы: самолет будет двигаться по волнистой линии с изменением направ ления крена. Поперечная и путевая управляемости также находятся в тесно! взаимосвязи. Действительно, из рассмотрения связи крена и повй Рис. 4.7. Взаимовлияние крена и поворота 66
рота видно, что самолет можно ввести в разворот не только рулем направления, но и путем отклонения элеронов, создавая крен нуж- ного направления. Отклонением руля направления можно добить- ся крена самолета в ту или иную сторону. Глава 5 СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ. НОРМЫ ПРОЧНОСТИ 5.1. ПЕРЕГРУЗКИ В ПОЛЕТЕ. КОЭФФИЦИЕНТ БЕЗОПАСНОСТИ При эксплуатации самолета все его части, агрегаты, приборы, трубопроводы испытывают нагрузки с различной частотой воздействия. По известным значе- ниям, направлениям и частоте действия нагрузок можно выполнить расчет на прочность. Под прочностью самолета понимают способность конструкции воспри- нимать, не разрушаясь, внешние нагрузки. Количественно прочность определяет- ся силой, при воздействии которой разрушается хотя бы одна деталь сооруже- ния. Действующие на самолет силы можно разделить на две категории: массо- вые, значение которых пропорционально массе (силы массы и инерции), и по- верхностные, значение которых пропорционально площади поверхности, к кото- рой они приложены. К данной категории относятся аэродинамические силы, силы реакции земли при посадке, силы взаимодействия между отдельными частями самолета, силы тяги двигателей. При анализе сил, действующих на самолет, используют принцип Даламбера, -согласно которому движущееся тело можно рассматривать как находящееся в равновесии, если в число действующих сил включить силы инерции, т. е. 2Zm + 2Z..=o, где — векторная сумма массовых сил, включая силы инерции; SFn — векторная сумма всех поверхностных сил. Пользуясь этим методом, можно теоретически определить нагрузки на кон- струкцию, а по ннм — и усилия в элементах этой конструкции. В горизонтальном полете массовой силой является сила веса самолета G, а поверхностными сила- ми — силы аэродинамические: подъемная Y и лобового сопротивления Хл, а так- же сила тяги Р. При выполнении полета самолет может испытывать действие перегрузок в направлении осей X, Y и Z (см. рис. 4.1). Перегрузку оценивают коэффициентом перегрузки, п = Fn ;G = та/mg = a/g, где Fa — равнодействующая поверхностных сил, действующих на самолет; а — ускорение. Так как а — векторная величина, то и коэффициент перегрузки и также векторная величина. Перегрузка может быть положитель- ной и отрицательной. Составляющие коэффициента перегрузки на оси обозначаются соответственно где SXi, SKf, SZi — суммы проекций поверхностных сил на соответствующие оси координат. 3* 67
Рис. 5.1. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете при личин восходящего потока (а), и зависимость коэффициента подъемной сил от угла атаки (б) я Полная перегрузка связана с ее составляющими соотношения п=]^пл + пу + пг * При криволинейном полете перегрузка в л1 бой точке самолета, не совпадающей с центром тяжести, отличае ся от перегрузки в центре тяжести. Например, для некоторой то» ки i, лежащей на оси ОХ, перегрузка ' Л/х = bjco— (<>* + <4) (x/g); hly = пу0 + »Xx/g)-, hiz = + «^(Jf/<), где лх0, nv0, — составляющие перегрузки в центре тяжести самолета; (Вд, со¥, eu, Cz — соответственно угловые скорости и ускорение точки i; , х — удаление точки i от центра тяжести самолета. Наибольшие перегрузки при полете самолета возникают в нг правлении оси ОУ. Коэффициент перегрузки можно измерить а| селерометром (измеритель ускорений). В атмосфере всегда имеются воздушные потоки различных н| правлений. Они создаются вследствие неравномерного нагрей поверхности земли и влияния рельефа местности. Потоки воздух могут быть как горизонтальные, так и вертикальные. Замеры п< казали, что максимальные скорости вертикальных порывов воздух в зоне грозовой деятельности достигают 20—30 м/с. Рассмотрим случай попадания самолета в вертикальный порц воздуха (рис. 5.1, а). Пусть самолет совершает горизонтальный п< лет со скоростью Vo и встречает вертикальный поток, имеющий ск< рость и. Скорость потока, обтекающего самолет, изменится по зн. чению и направлению. Результирующая скорость W=V0/cosA Ввиду того, что скорость полета Уо во много раз больше скорост порыва и, то величина Ла мала, а поэтому можно принять cos Лая «1 и Vo. Вследствие малости Да изменение угла атаки можв приближенно определить как: Aa«tgAa=«/Vo. i 68 ?
Увеличение угла атаки приводит к немедленному возрастанию подъемной силы крыла дГ = д^5(РИ§/2 ). Величина может быть определена по кривой cv=f(a) (рис. 5.1, б). В действительности увеличение подъемной силы при попа- дании в вертикальный порыв воздуха будет меньшим, так как ско- рость вертикального порыва нарастает от нуля до максимального значения на некотором участке. Это уменьшение оценивается вве- дением в формулу коэффициента k<Zl, учитывающего интенсивность нарастания порыва (обычно принимают Л=2/з). Таким образом, при попадании в зону вертикальных потоков подъемная сила Уэ=У0-|-2/зЛУ и перегрузка ny9 = Y3/G = l ±(2/3)W/G), Из приведенных рассуждений следует, что при встрече самолета с восходящим потоком воздуха перегруз’ка ИУз будет тем больше, чем больше скорость этого потока и и скорость полета Уо. Поэтому полет в неспокойном воздухе не следует выполнять на больших скоростях. Однако чрезмерного уменьшения скорости допускать нельзя, так как это может привести к потере управляемости. Измерения показали, что при попадании самолета в зону гро- зовой деятельности перегрузка может достигать значений пуэ —5, другими словами, подъемная сила Уэ в 5 раз может превышать вес самолета, так как Уэ=пРэ=б. При полете в болтанку, когда воз- никают изгибные колебания крыла, местная перегрузка на конце крыла может быть больше перегрузки в центре тяжести самолета в 10 раз. Под действием перегрузок, образующихся в процессе экс- плуатации, самолет не должен разрушаться, а его отдельные части не должны иметь остаточных деформаций. Перегрузка, при кото- рой самолет разрушается, называется разрушающей, или расчет- ной, и обозначается hp. Она должна быть больше максимально допустимой в эксплуатации перегрузки. Число, которое показыва- ет, во сколько раз разрушающая перегрузка hp больше эксплуата- ционной Лэ, называется коэффициентом безопасности f=np/n9. Самолет на прочность рассчитывают по разрушающей (расчетной) нагрузке Yp=npG=fn9G=fY9. Чем больше значение f, тем надеж- нее работает конструкция, но увеличение коэффициента безопасно- сти f приводит к увеличению массы конструкции. Поэтому устанав- ливают минимально допустимое значение f, которое при расчете современных самолетов берется в пределах 1,5-?-2. Технические возможности пассажирских самолетов всегда выше заложенной в них прочности, иными словами, при резком верти- кальном-маневре можно получить на самолете перегрузки, намного превосходящие максимальные, допускаемые по условиям прочно- сти. Нарушение летным составом условий нормальной эксплуата- ции самолета может привести к его разрушению. 69
Перегрузки в полеге, действуя на организм человека, могут вызывать бол^В ленные ощущения, головную боль, кровотечение из носа, потерю зрения и соз^Н Ния. Физиологическое влияние перегрузок на организм зависит от следуюпцИ факторов: значения перегрузки, времени действия, повторяемости, направлешЯ и состояния организма. ЧН Под влиянием ускорения отдельные органы тела стремятся переместиться относительно других. Наиболее резко перемещается под действием ускорения пЛ движная ткапь нашего организма — кровь, которая в зависимости от направлЛ ния ускорения либо отливает от головы, сердца и легких к ногам, либо прилЛ вает к голозе. Поэтому действие перегрузки на пилота в большой степени завйЯ сит от положения его тела. Минимальное воздействие перегрузки было бы в том случае, если бы пилот управлял самолетом лежа. Большое значение имеет также физическое состояние человека и в особенности его сердечно-сосудистой системы Предельные перегрузки, переносимые человеческим организмом, будут тем болы ше (в известных пределах), чем короче время их действия (табл. 3). Таблица 3 Направление инерционных сил В;ечя дейечкия. с Голова-ноги Поги-голоеа Спнна-п'уль о,1 1 23 —10 23 9 —5 16 10 и более 5 —4 13 Таким образом, механические и физиологические воздействия ускорения на организм человека ограничивают наибольшее значение перегрузок, принимаемых при расчете самолетов на прочность. 5.2. НОРМЫ ПРОЧНОСТИ И ЖЕСТКОСТИ < Исходными данными для расиста разрушающих нагрузок на самолет и его системы служат нормы прочности, которые опреде-ч ляют классификацию самолетов. Нагрузку определяют с учетом на-ч значения самолета, его полетной массы и максимальной скорости' полета. По нормам прочности самолеты разделяют на три класса:' А — маневренные самолеты, на которых выполняют все фигуры высшего пилотажа без ограничений. Максимальное значение экс* плуатационной перегрузки для этих самолетов устанавливают ис-о ходя из физиологических возможностей пилотов (па ntax = 7-4-9); Б — ограниченно маневренные самолеты. На них выполняют фигуры высшего пилотажа, но с ограничениями по перегрузкам. Максимальные значения эксплуатационных перегрузок патах для самолетов этого класса в 1,5—2 раза меньше, чем для самолетов класса А; В — нсманевренпыс самолеты. К ним относят все тяжелые са- молеты, на которых не разрешается выполнять фигуры высшего пилотажа. Для самолетов этого класса лЭтах в 3—4 раза меньше, чем для самолетов класса А. Из всех возможных нагрузок, действующих на самолет, для рас- чета конструкции на прочность следует выбирать наибольшие, ко* 70
торые могут возникнуть при эксплуатации. Предельные перегрузки (в направлении подъемной силы), максимальная Пэтах и минималь- ная эксплуатационная перегрузка n3min устанавливаются тактико- техническими требованиями. Величины пэтах и /гэпмп зависят от класса самолета. Для самолетов класса В нормами летной годно- сти гражданских самолетов СССР установлены пЭ7этах>2,5, Из 1 • Конструкция самолета должна быть не только достаточно проч- ной, т. е. способной воспринимать, не разрушаясь, внешние нагруз- ки, по и достаточно жесткой, способной противостоять деформаци- ям от нагрузок. Деформации частей самолета, изменяя его внешние формы, могут привести к значительному уменьшению эффективно- сти рулей, изменению характеристик устойчивости, появлению ав- токолебаний, разрушающих конструкцию. Поэтому самолет в це- лом и его отдельные части рассчитывают не только на прочность, но и на жесткость. Нормы жесткости регламентируют нагрузку, в пределах кото- рой не должно быть потери устойчивости обшивки и заметных ос- таточных деформаций конструкции. Нормируют эффективность ру- левых поверхностей и допустимые значения прогибов и углов за- кручивания несущих поверхностей. Нормируют также критические скорости автоколебаний несущих поверхностей. По максимальным, хотя и редко повторяющимся нагрузкам, обычно рассчитывают прочность конструкции. Однако и небольшие, но часто повторяющиеся нагрузки могут существенно повлиять на срок службы конструкции. В местах резкого изменения формы де- тали, там где имеются надрезы, царапины, риски, нарушается сплошность материала возле отверстий, т. е. в местах концентрации напряжений может возникнуть микротрещина. Под действием пе- ременной нагрузки она постепенно проникает внутрь детали и по мере своего развития все больше ослабляет рабочее сечение. Нако- нец, наступает момент, когда сопротивление нагрузке оказывается недостаточным, и происходит разрушение. Чем меньше действу- ющие переменные нагрузки, тем больше циклов нагрузок необхо- димо, чтобы произошло разрушение. Глава 6 КРЫЛО САМОЛЕТА 6.1. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО Основное назначение крыла — создание необходимом для полета подъемной силы, кроме того, оно обеспечивает поперечную устойчивость самолета и может быть использовано для размещения силовой установки, топливных баков, шасси, оборудования и т. п. От размеров, формы и расположения крыла относительно 71
других частей самолета в большой степени зависят летные характеристики полета. В полете на крыло действуют аэродинамические силы, ииерцй онные массовые силы конструкции крыла, агрегатов и оборудовЗ ния, находящихся на крыле или внутри него. Аэродинамические ; инерционные массовые силы конструкции крыла являются распре деленными силами, а массовые силы от агрегатов и оборудова! ния — сосредоточенными. При расположении двигателей на крыл< на него действуют еще и силы тяги. Знание сил, действующих йг крыло, их значений, характера распределения по размаху и хорде крыла, а также направления действия необходимо для расчета крыла на прочность. При этом исходной величиной при определен нии нагрузок является коэффициент расчетной перегрузки, опре| деляемый нормами прочности. е Аэродинамические силы — подъемная и лобовое сопротивле ние — возникают в полете в каждом сечении крыла и приложены непосредственно к его поверхности (обшивке). В связи с тем, чтС подъемная сила во много раз превышает силу лобового сопротив! ления, то с некоторым допущением под аэродинамической нагруз! кой можно понимать только нагрузку от действия подъемной силы (рис. 6.1, а). Следовательно, и аэродинамическая нагрузка вдол$ размаха крыла будет распределяться, как и подъемная сила. j В расчете аэродинамической нагрузки, действующей на Крылов введем следующие обозначения: q — аэродинамическая нагрузка^ приходящаяся на 1 м2 площади крыла; — аэродинамическая наЗ грузка, приходящаяся на единицу длины размаха крыла. 3 Если выделить на крыле участок площади AS длиной по разма-1 ху, равной единице, то аэродинамическая сила ^B=c1/AS(pV2/2)l Учитывая, что AS=6*1, дв=су(рУ2/2)6, где b и су— хорда и ксн эффициент подъемной силы рассматриваемого участка крыла. ПрЙ! приближенных расчетах на прочность коэффициент су рассматри^ ваемого участка крыла может быть принят равным коэффициенту cv крыла. Определив погонную силу для каждого участка единично^ ДЛИНЫ, МОЖНО построить эпюру ПОГОННЫХ нагрузок (рис. 6.1, б). 'I При расчете крыла на прочность погонную нагрузку увеличивав ют в Пру раз <2 7р.в ~ пРусу (Р^2/2)^, где Пр, v — коэффициент разрушающей перегрузки, определяемый по нормай прочности. 72 i
В приведенной выше формуле значение скоростного напора мож- но определить из выражения для подъемной силы rp = nPtfG=nPpS(PK2/2)r откуда рУ2/2=<?/(Су5). Учитывая также, что площадь крыла S=lbCp, получим Яр.» = {nPyG/S)b = (npG]l)(blbC9), где / — размах крыла; Ьср — средняя геометрическая хорда крыла; nVuG[l — средняя погонная нагрузка па крыло (с учетом перегрузки). Инерционные Силы конструкции крыла qv? (см. рис. 6.1, б) рас- пределяются вдоль его размаха и приложены в центрах тяжести сечений крыла. У большинства современных самолетов они состав- ляют 7—11% от подъемной силы и противонаправлены ей, т. е. разгружают крыло. При совместном действии аэродинамической нагрузки и инерционных массовых сил крыла можно рассматривать некоторую избыточную нагрузку ?Изб=?в—<7кру Под сосредоточенными массовыми силами понимают силы от агрегатов (оборудования), расположенных на крыле или во внут- ренней его полости. Они приложены в узлах крепления агрегатов и направлены в сторону, противоположную подъемной силе. Сосре- доточенные силы определяют исходя из массы агрегатов (оборудо- вания) /Пагр и перегрузки пРу : Рщ>==гпагр§пРу. 6.2. РАБОТА КРЫЛА ПОД НАГРУЗКОЙ Работу крыла под нагрузкой рассматривают из условия дейст- вий аэродинамической силы, инерционных сил конструкции крыла и сосредоточенных массовых сил. В работе крыла действие инер- ционных сил от агрегатов (оборудования) принципиально такое же, как и аэродинамических. Поэтому, чтобы не усложнять карти- ну нагружения крыла, будем рассматривать его работу под действи- ем только избыточной нагрузки джзб (рис. 6.2, а), пренебрегая инер- ционными силами от агрегатов (оборудования). Рис. 6.2. Работа крыла под действием избыточной нагрузки 73
Если мысленно отсечь часть крыла плоскостью, перпендикуляр ной размаху крыла, то под действием нагрузки отсеченная част будет перемещаться вертикально вверх в плоскости сечения (рис 6.2, б), поворачиваться вокруг поперечной оси, перпендикулярной плоскости чертежа (рис. 6.2, в) и в плоскости сечения (рис. 6.2, г) Стремление отсеченной части крыла повернуться в плоскости сече? ния обусловлено тем, что центр тяжести и центр давления сечени! крыла обычно не совпадают с центром жесткости. Центром жест! кости сечения называется точка, в которой приложенная сила ш вызывает кручения данного сечения и относительно которой пово- рачивается сечение, если поперечные силы не проходят через нее. Этим перемещениям противодействуют элементы конструкции крьь ла, в которых развиваются реактивные силы, равные внешним си- лам от действия нагрузки на отсеченной части крыла. В плоскости мысленного рассечения крыла возникает сила; препятствующая перемещению отсеченной части вертикально вверх. Она называется поперечной, обозначается Q и равна сумме внешних сил St/изб отсеченной части крыла. Под действием попе речной силы Q элементы крыла работают на сдвиг. Так как отсе ченная часть крыла стремится повернуться относительно поперечно! оси, то на нижней поверхности крыла возникают силы растя? жения, а на верхней — силы сжатия. Под действием этих сил обра^ зуется момент, уравновешивающий изгибающий момент ЛГизг oq действия внешних сил. Изгибающий момент для рассматриваемой случая определяется как произведение суммы отсеченных сил на расстояние от точки приложения равнодействующих отсеченныя сил до плоскости мысленного рассечения Мцзг - J Таким образом, под действием изгибающего момента крыло изги; бается, а элементы крыла работают на сжатие и растяжение. Стремлению отсеченной части крыла повернуться в плоскоств сечения препятствуют силы, возникающие в конструкции. Они со- здают момент, противоположно направленный крутящему момент) Мкр = где а — расстояние от точки приложения равнодействующей отсеченных сил дс центра жесткости сечения. ; Под действием Мкр крыло испытывает деформацию кручения, а его элементы при этом работают на сдвиг. 6.3. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА Крыло состоит из каркаса и обшивки (рис. 6.3), продольны! набор каркаса — из лонжеронов и стрингеров, поперечный набор из нервюр. { Лонжерон — это продольная балка, воспринимающая изгиба' ющий момент (полностью или частично) и поперечную силу. В са« 74
2 3 Рис. 6.3. Конструктивные элементы силовой схемы крыла: /—обшивка; 2 — стрингер: 3 — нервюра; 4 — лонжерон Рис. 6.4. Лонжероны крыла молетных конструкциях применяют балочные (рис. 6.4, а) и реже ферменные (рис. 6.4, б) лонжероны. Балочный лонжерон состоит из двух поясов (верхнего 1 и ниж- него 2), связанных между собой стенкой 3 с подкрепляющими стой- ками 4. Пояса лонжеронов изготовляют из стали, титановых или алюминиевых сплавов, стенки — из листовых материалов. 75
Рис. 6.5. Формы сечений полок лонжеронов: / — стенки; 2 — усиливающие угольники; 3 — пояса; 4 — обшивка При восприятии изгибающего момента верхний и нижний пояй лонжеронов нагружаются соответственно усилиями сжатия Sc« i растяжения 5раСт (рис. 6.4, в) i *^Сж — 5раст — Л1изг/^ где Л«0,95Я.— строительная высота лонжерона (здесь Н — высота лонжерона. Чем больше высота лонжерона, тем меньше усилия, действ} ющие на пояса лонжерона, и тем меньше может быть сечение пс ясов. Следовательно, увеличением высоты лонжерона можно обле! чйть его конструкцию. Снижение веса достигается также плавны] уменьшением поперечного сечения полок по длине. j Формы различных сечений лонжерона представлены на рис. 6J Нагрузка стенок лонжерона — поперечная сила Q (см. рис. 6.4, в) вызывающая появление потока касательных сил qq в стенка] qQ=Q!h. В многолонжеронной конструкции крыла поперечная си ла распределяется между лонжеронами пропорционально их жест кости. Рассмотрим работу двухлонжеронного крыла (рис. 6.6) при ус ловии, что значения поперечных сил Qi и Q2 известны. Эти силь вызывают поток касательных усилий в стенках лонжеронов: я 4Q1=Q1/A1, ?Q; = Q2/A2. Касательные усилия qQl и qqt противонаправлены действию попереч^ ных сил. Стенки лонжеронов, образуя с обшивкой замкнутый кон- тур, участвуют в восприятии и крутящего момента. При этом в ни4 возникают касательные усилия ^нр=Мкр/2Гк, где FK — площадь контура, ограниченного стенками лонжеронов и обшивкой. Такий образом, пояса лонжеронов при восприятии изгибающего момента работают на растяжение и сжатие, а стенки лонжеронов, восприняв мая поперечную силу и частично крутящий момент совместно с об^ шивкой, работают на сдвиг. | Стрингеры (см. рис. 6.3) —продольные элементы крыла, свя^ занные с обшивкой и нервюрами, предназначены для восприятия осевых усилий растяжения и сжатия при изгибе крыла. Они воспри-1 нимают также и местные аэродинамические нагрузки. В конструк4 циях современных самолетов применяют стрингеры из прессован-й 76
Рис. 6.6. Схема нагрузок, возникаю- щих на двухлонжеронном крыле Рис. 6.7. Формы сечений стрингеров ных и гнутых профилей. Из гнутых профилей изготавливают неси- ловые стрингеры, а из прессованных — усиленные. Несиловые стрингеры по размаху крыла могут выполняться не сплошными, а из отдельных, не соединенных между собой, элементов. Расстояние между стрингерами в крыле обычно составляет 150—400 мм. Наи- более употребительные сечения прессованных стрингеров показаны на рис. 6.7. Нервюры — поперечные элемены каркаса крыла, предназначен- ные для восприятия аэродинамической нагрузки с обшивки и стрин- геров, передачи ее на лонжероны и придания заданной формы про- филя сечению крыла. Нервюры связывают в одно целое элементы продольного набора и обшивку. Нагрузка нервюр — силы, передающиеся на нее от аэродинами- ческой нагрузки прилегающего к нервюре участка обшивки и от стрингеров, связанных с нервюрой (рис. 6.8, а). Равнодействующая этих сил приложена в центре давления (1ДД) сечения, а так как центр давления не совпадает с центром жесткости (ЦЖ), то она вызывает крутящий момент, уравновешивающийся потоком каса- тельных сил со стороны обшивки <7обш (рис. 6.8, б). Сида S7 стре- мится переместить нервюру вертикально вверх, но этому препятст- ЦД ИЖ. Рис. 6.8. Схема нагружения нервюры Рис. 6.9. Типовые конструкции балоч- ной (а) и ферменной нервюр (б) 77
вуют стенки лонжеронов, в которых развиваются силы реакцн и /?2. Таким образом, нервюры передают действующую на ни воздушную нагрузку на обшивку и стенки лонжеронов. : По конструктивно-силовым схемам нервюры разделяют на бг лочные и ферменные (рис. 6.9). Наибольшее распространение пс лучили нервюры балочной конструкции, так как они легче фермев ных и проще в производстве. Для облегчения нервюр в их стенка делают отверстия, края которых отбортовывают для увеличени жесткости конструкции. С этой же целью иногда на стенках нер вюр делают рихтовку или крепят дополнительные профили. Неко торые отличия имеют нервюры, устанавливаемые в местах крепле^ ния к крылу каких-либо агрегатов (двигателя, шасси и др.), т. ё в местах действия больших сосредоточенных сил. Такие нервюры в конструктивном выполнении похожи на лон- жероны и состоят из двух полок, стенки и подкрепляющих стое! (профилей). Расстояние между нервюрами в крыле составляем обычно 150—500 мм. Обшивка обеспечивает заданную форму поверхности крыла, онг может быть неработающей и работающей. В первом случае обшив* ка в силовую схему крыла не включается и аэродинамическая на^ грузка передается на каркас крыла. Изготавливается такая обшив; ка из полотна. Работающую обшивку обычно выполняют из алк^ миниевых сплавов, а в местах, подвергаемых нагреву, а также на сверхзвуковых самолетах используют сталь и титан. Обшивка может быть одно- или многослойной. Межобшивочное пространство при этом заполняется специальной фольгой или пено-; пластом (рис. 6.10). Обшивка и заполнитель скрепляется клеем^ Толщина такой обшивки достигает 15—20 мм, что позволяет полу-} чить большую жесткость конструкции и даже не применять стрин-- геры. > Рассмотрим совместную работу элементов крыла при воздейст- вии внешней нагрузки. Аэродинамическая нагрузка, непосредствен- но воздействующая на обшивку„ через заклепочные соединений передается на стрингеры и нервюры в виде распределенной нагруз* ки. Стрингеры, опирающиеся на нервюры, передают последний! свою нагрузку в виде сосредоточенных сил. Нервюры воспринятую 1 Рис. 6.10. Обшивка слоистой конструкции: ] а —с пористым заполнителем; б — с сотовым заполнителем а 78
воздушную нагрузку и нагрузку от агрегатов, если они установле- ны в крыле, передают на стенки лонжеронов, а возникающий при этом крутящий момент передается на обшивку через заклепки по- током касательных усилий. Касательные усилия суммируются от нервюры к нервюре и передаются замкнутым контуром обшивки на узлы крепления крыла к фюзеляжу. При этом обшивка работа- ет на сдвиг. Стенки лонжеронов, снимая нагрузку с нервюр, рабо- тают на сдвиг. Поперечная сила накапливается постепенно на стенке от нервю- ры и передается на фюзеляж. Изгибающий момент в каждом попе- речном сечении крыла уравновешивается внутренними силами (см. рис. 6.6). 6.4. КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ КРЫЛЬЕВ Прочность и жесткость крыла обеспечиваются применением раз- личных силовых схем, из которых наиболее распространены лонже- ронная и моноблочная (кессонная). У крыла лонжеронной схемы основная часть изгибающего момента воспринимается лонжерона- ми и лишь незначительная часть обшивкой и стрингерами. По ко- личеству лонжеронов в крыле последние подразделяют на одно-, двух и многолонжеронные. В однолонжеронной схеме лонжерон обычно устанавливают ’в месте максимальной толщины профиля (на расстоянии 0,3— 0,45 длины хорды от носка крыла), чтобы при максимальной строи- тельной высоте лонжерона получить наименьшую массу. В двухлон- жеронной схеме крыла передний лонжерон располагают на рас- стоянии 0,12—0,15 длины хорды от носка крыла, а задний на рас- стоянии 0,5—0,7 длины хорды. Недостаток крыла лонжеронной схемы — возможность разруше- ния при незначительном повреждении лонжеронов, т. е. малая жи- вучесть. Моноблочным называется крыло, изгибающий момент в котором в основном воспринимается стрингерами и обшивкой по всему кон- туру. Лонжероны в таких конструкциях либо совсем отсутствуют, либо имеют очень слабые пояса. Нервюры устанавливают значи- тельно чаще, чем в лонжеронном крыле. Крыло, в котором изгиба- ющий момент воспринимается частью контура, называют кессонным. Эта конструкция имеет внутренние объемы, достаточные для раз- мещения топлива или каких-либо агрегатов. К положительным ка- чествам подобной схемы следует отнести высокую живучесть кры- ла, прочность и меньшую массу по сравнению с крылом лонжерон- ной схемы. Моноблочные крылья в настоящее время получили ши- рокое распространение. С увеличением скорости полета значительно возрастают мест- ные нагрузки. Для сохранения неизменной формы профиля необ- ходимо повышать жесткость обшивки, что достигается увеличением 79
Рис. 6.11. Крыло из монолитных па- нелей числа стрингеров, нервюр, а же толщины обшивки. Так на крыло современного сверхзвук вого самолета имеет малую отв! сительную толщину, то bhcoi стрингеров становится соизме^) мой с абсолютной толщиной кр ла. В этом случае становится ц лесообразным крыло собирать i монолитных панелей (рис. 6.11 На некоторых самолетах прим’| няется силовой набор монолитщ оребренного типа из прессованных панелей, а также сборно-моЩ литного типа, в котором механически обработанные стрингеры кр] пятся к панелям из крупногабаритных катаных плит. 6.5. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА Для получения больших скоростей полета увеличивают нагруа ку на единицу площади крыла и стреловидность, уменьшают удл| некие и относительную толщину. Но все это значительно ухудшае взлетно-посадочные характеристики. Так, посадочная скорость С(! временных пассажирских самолетов превышает 200 км/ч. Увелич! ние взлетной и посадочной скоростей, длины разбега и пробега за трудняет расчет и выполнение взлета и посадки, усложняет техник пилотирования, требует значительного увеличения взлетно-посг дочных полос. Поэтому возникла настоятельная необходимое^ снабжать крыло самолета специальными устройствами, которы могут увеличить его несущую способность при посадке, взлете маневре. Такие устройства получили название механизации крылг а крылья с такими устройствами называют механизированным^ Кроме того, механизация крыла все шире начинает использовать ся для повышения маневренности самолета. Это достигается непр средственным управлением подъемной силой и торможением, уп равлением по основным каналам крена и тангажа, увеличение! ресурса планера путем активного парирования перегрузок само лета в полете и перераспределения нагрузок на крыле. Минимальная скорость горизонтального полета соответствуем полету на критическом угле атаки при cv=cymax: ^tnln = (X"2G/CyniaxSp. Уменьшение скорости Vmin, как/видно из формулы, возможно прз увеличении площади крыла 5 или сутпах. Увеличение площади кры ла ведет не только к снижению Vmin, но и вследствие увеличение лобового сопротивления к уменьшению максимальной скорост! полета, что, очевидно, невыгодно. Можно идти по пути изменений площади крыла в полете. В таком случае на взлете и посадке пл(> щадь крыла должна увеличиваться, а при полете на максималь 80
ной скорости уменьшаться. Уменьшить минимальную скорость по- лета можно увеличением cvmaju причем это достигается либо уве- личением кривизны профиля, либо управлением пограничным слоем на верхней поверхности крыла. Коэффициент си растет по мере увеличения вогнутости крыла. Но следует иметь в виду, что увеличение кривизны профиля вызывает увеличение коэффициента лобового сопротивления сХа. Поэтому механизация крыла, изме- няющая кривизну профиля, используется лишь при полетах на ма- лой скорости: при заходе на посадку и на взлете. На современных самолетах часто применяют комбинации механизмов, при исполь- зовании которых одновременно увеличивается площадь крыла и кривизна профиля, а также осуществляется управление погранич- ным слоем крыла. Щиток — простейшая механизация крыла (рис. 6.12, а), пред- ставляющая собой отклоняемую поверхность (пластинку), распо- ложенную в нижней задней части крыла. В неотклоненном положе- нии щиток вписывается в контур крыла. Максимальный угол от- клонения щитка равен 55—60°, хорда щитка составляет ~25% от' хорды крыла. Коэффициент подъемной силы при отклонении щитков растет вследствие увеличения вогнутости профиля, что приводит к увеличению разрежения на верхней поверхности крыла из-за отсо- са воздуха в область пониженного давления за щитком и повыше- ния давления под крылом вследствие заторможения воздуха. При больших углах отклонения щитка сильно возрастает лобовое со- противление крыла, а следовательно, значительно сокращается* длина посадочной дистанции. Это влечет за собой уменьшение Рис. 6.12 Виды механизации крыла: /—простой щиток; 2 — щиток со скользящим шарниром; 3 — простой закрылок; 4 — вы- движной закрыло*; 5 — щелевой закрылок; 6 — отклоняющийся вниз носок крыла; 7 — предкрылок; 8 — реактивный закрылок; 9— сдувание пограничного слоя; 10— отсос погра- ничного слоя 81
аэродинамического качества и увеличение угла планирования Л молета. 'Я Несколько сложнее устройство щитка со скользящим шарниров который одновременно с отклонением вниз перемещается назая увеличивая площадь крыла. Этот щиток дает больший прирост кЛ эффициента подъемной силы, Я Щитки могут размещаться и на верхней поверхности крыла. ОнЯ называются еще интерцепторами, спойлерами или пластинчатым^ элеронами. В полете в нерабочем положении щитки находятся зД подлицо с верхним обводом крыла либо помещаются внутри крылаи Отклоняясь вверх, они существенно и практически мгновенно измеи няют аэродинамические силы — уменьшают подъемную и увеличив эают лобовое сопротивление. Это позволяет использовать щитки для управления по крену. В этом случае они отклоняются вверЯ вместе с элероном и уменьшают подъемную силу полукрыла и тем самым создают дополнительный управляющий момент. ОдновреЯ менное отклонение интерцепторов вверх используется для увеличеЯ ния вертикальной скорости снижения. Эффективно применение ин| •герцепторов при торможении на пробеге. Они не только увеличивав тот лобовое сопротивление, но и уменьшают подъемную силу крылая позволяя более энергично использовать тормоза колес шасси. I Закрылок — хвостовая часть крыла, отклоняющаяся от своется первоначального положения относительно оси, расположенной в нбЯ •совой части закрылка. Различают следующие типы закрылков: проЯ стые, щелевые, выдвижные. \ Максимальная подъемная сила у крыла с закрылком повыша- ется в основном вследствие увеличения вогнутости крыла при от- клонении закрылка вниз. При отклонении щелевых закрылков меж-1 ду закрылком и крылом образуется профилированная щель, через, которую из области более высокого давления в нижней части крыла воздух устремляется в область пониженного давления на верхней^ части крыла. Направленная струя воздуха сдувает пограничный* слой с верхней стороны закрылка. Одновременно происходит отсос пограничного слоя с верхней части крыла. Для получения еще боль*; ших значений сут!а применяют выдвижные двух- и даже трехще-' левые закрылки, отклонение которых сопровождается также при-’ ростом площади крыла. Эффективность закрылка зависит от угла^ отклонения, который при взлете обычно не превышает 20°, а на? посадке достигает 60°. Отклонение закрылков, так же как и щит-^ ков, сопровождается не только повышением су, но в еще большей1 степени приростом сХа , поэтому аэродинамическое качество при выпущенной механизации уменьшается. Выдвижной закрылок перемещается обычно по конической по-1 верхности с помощью специальных кареток по рельсам дугообраз-'] ной формы. Отклоняются закрылки винтовыми механизмами с при- водом от электро- или гидродвигателей. 1 На тонких крыльях сверхзвуковых самолетов получил распро* | странение отклоняющийся вниз носок крыла. Срыв струй у профи- лей сострой передней кромкой наступает при сравнительное 82 \
небольших углах атаки. Срыв потока уменьшает диапазон летных уг- лов атаки, сутах и сильно увеличивает сопротивление профиля. От- клоняющийся вниз носок крыла,или выдвижной щиток, располо- женный в носовой часта крыла (щиток Крюгера), позволяет сохра- нить плавность обтекания тонких профилей до сравнительно' больших углов атаки. Максимальный угол отклоняемого носка крыла составляет 15—20°. Прирост коэффициента подъемной силы при применении не- которых видов механизации крыла и отклонения их на угол б сле- дующий: Обыкновенный щиток................... 0,9—1; 6 = 55° Выдвижной щиток...................... 1,0—1,2; 6 = 50° Закрылки.............................0,85—1,0; 6=50° Выдвижные щелевые закрылки........... 1,5—1,7; 6 = 30° Отклоняемые носки крыла.............. 0,4—0,5; 6 = 20° Сущность работы реактивных закрылков заключается в том,, что струя выпускных газов турбореактивных или турбовинтовых двигателей либо струя сжатого воздуха, отбираемого от компрес- соров этих двигателей, через систему каналов вытекает из длинной узкой щели, расположенной вдоль задней кромки крыла, вниз под углом и действует подобно обычному закрылку, изменяя характер обтекания крыла. Помимо этого он создает и некоторую реактив- ную тягу ДР. Рекомендуемое избыточное давление газов, истека- ющих из щели, составляет 0,15—0,17 МПа. Подъемная сила крыла в таком случае складывается из подъемной силы, возникающей под действием аэродинамических сил, и вертикальной составляющей реакции газов ДУ. Коэффициент полной подъемной силы суп скла- дывается из коэффициентов подъемной силы от действия аэродина- мических сил Су и вертикальной составляющей реакции газов При реактивном закрылке cymai может достигать 10—15, т. е. в че- тыре-пять раз больше, чем при обычном закрылке. Возможна такая конструкция струйного закрылка, когда газовая струя на- правлена под углом к направлению полета. Если струя направлена параллельно хорде, то струйный закрылок действует как реактив- ный двигатель, создавая лишь горизонтальную тягу. При отклоне- нии струи на угол 45—50° вертикальная составляющая тяги может достигать 70—80% от полной тяги двигателей. Горизонтальная составляющая реакции газов представляет со- бой силу, преодолевающую лобовое сопротивление. В отличие от обыкновенного крыла, у которого су зависит от угла атаки а, у кры- ла со струйным закрылком на коэффициент суп влияет также изме- нение угла истечения газов и реактивная тяга. Последняя зависит от затрат мощности двигателей. Как показали результаты иссле- дований, основное увеличение коэффициента подъемной силы су „ происходит не из-за наличия вертикальной составляющей реактив- ной тяги, а вследствие аэродинамического взаимодействия струи с основным потоком. Струя газа, направленная под углом, вызыва- ет эжектирующее (подсасывающее) действие потока в верхней час- ти крыла и увеличение его давления в нижней части. Струйные за- 83
крылки позволяют получить достаточно большие значения коэфф циента подъемной силы на тонком крыле большей стреловидност следовательно, имеют перспективу применения на сверхзвуков^ самолетах для обеспечения приемлемых взлетно-посадочных х рактеристик. j Максимальное значение коэффициента подъемной силы кры; достигается на критическом угле атаки. Дальнейшему росту < препятствует начинающийся отрыв пограничного слоя с верхней ш верхности крыла. Управлением пограничным слое1 называют искусственное сдувание или его отсасывание с верхне поверхности крыла (оперения). В результате отсасывания ил сдувания пограничного слоя поток прижимается к верхней повер! ности крыла, увеличивается разрежение над крылом, и следов} тельно, значительно возрастает коэффициент су и критический уго атаки. Предкрылок—простейший вид механизации крыла, предназш ченный для управления пограничным слоем. Его устанавливай вдоль передней кромки основного крыла. Различают фиксирова! ные предкрылки, жестко связанные с крылом, которые использую главным образом на нескоростных самолетах, и автоматически предкрылки, которые в зависимости от угла атаки крыла мог^ быть прижаты к нему и вписаны в его контур (при полете на малы углах атаки) или выдвинуты. Предкрылок выдвигается автомата чески при полете на большом угле атаки. При этом между крыло} и предкрылком образуется профилированная сужающаяся щел4 Струя воздуха, выходящая из щели с большой скоростью, прижй мает воздушный поток к верхней поверхности крыла, и погранич ный слой отрывается на больших углах атаки. Коэффициент cymt возрастает на 40—50% вследствие увеличения критического угл атаки. Предкрылки повышают поперечную устойчивость н управ ляемость при полетах на больших углах атаки. - > Управление пограничным слоем возможно и путем принудителй ного отсоса либо сдувания пограничного слоя через специальны отверстия и щели в обшивке или пористые поверхности, располб женные в соответствующих местах крыла. Для отсоса и сдувания пограничного слоя применяют насосы i компрессоры с приводом от вспомогательных двигателей или и< пользуют компрессоры турбореактивных и турбовинтовых основны- двигателей. Возможна также конструкция системы управления по граничным слоем (УПС), в которой газотурбинный двигатель ni тается отсасываемым из пограничного слоя воздухом. Если в кач$ стве критерия принять максимальное значение коэффициента подт емной силы, то сдувание пограничного слоя с верхней поверхносИ выгоднее, чем отсос, так как технически его проще осуществит! Опыты показали, что применение УПС особенно целесообразно сочетании с другими устройствами, повышающими коэффицией сутвл. Наибольшую эффективность и простую конструкцию имею системы со сдуванием пограничного слоя на передней кромке з^ крылка. На некоторых серийных самолетах для сдувания погра 84
яичного слоя используется сжатый воздух, отбираемый от ком- прессора турбореактивного двигателя. Помимо рассмотренных видов механизации крыла, на самоле- тах применяются и другие средства, улучшающие обтекание и по- этому способствующие повышению несущих способностей крыла. При обтекании воздушным потоком стреловидного крыла (см. рис. 2.5, 5) под действием составляющей скорости вдоль размаха увеличивается толщина пограничного слоя. Это приводит к более раннему отрыву потока и к падению cv на концевых сечениях кры- ла, а также к уменьшению эффективности элеронов. Для устране- ния этого эффекта применяют: аэродинамическую и геометрическую крутку крыла; установку на верхней кромке крыла аэродинамиче- ских гребней; «клюв» на передней кромке крыла; турбулизаторы на верхней кромке крыла. При аэродинамической крутке крыло имеет разнотипные вдоль размаха профили. При этом менее несущие профили устанавливают в корневой части крыла, более несущие (с большим значением акр) на его концах. При геометрической крутке средние и концевые се- чения крыла постепенно закручиваются (устанавливаются под меньшим углом, чем корневые, на 2—5°). Аэродинамические греб- ни—пластины высотой 15—20 см, прикрепленные к верхней кром- ке крыла. Они делят крыло на участки и препятствуют перетека- нию воздушного потока по размаху крыла, благодаря чему увели- чение толщины пограничного слоя вдоль размаха ограничивается. Такой же эффект, но на нижней части крыла создают пилоны под- вески авиадвигателей (самолеты Ил-76, Ил-86). «Клюв» («запил») образован увеличенной длиной хорд в концевой части полукрыла с незначительным отгибом их носков вниз. В плане передняя кром- ка такого крыла имеет ступеньки (крыло самолета Ил-62). «Клюв» создает на крыле воздушную «перегородку», подобную аэродинами- ческим гребням. Турбулизаторы вихрей выполняют в виде небольших пластин, прикрепленных к верхней части обшивки крыла. Они генерируют небольшие по интенсивности вихри, происходит смешивание погра- ничного слоя с завихренным потоком, в результате чего погранич- ный слой как бы прилипает к поверхности крыла. Турбулизаторы смещают начало отрыва потока на большие углы атаки, увеличива- ют эффективность элеронов. На современных пассажирских самолетах, как правило, приме- няется комплексная механизация крыла, сочетающая различные виды механизации. Например, крыло самолета Ан-28 имеет авто- матические предкрылки, двухщелевые закрылки, зависающие при отклонении закрылков щелевые элероны и интерцепторы. Крыло самолета Як-42 имеет аэродинамическую и геометрическую крутку. Механизация крыла — предкрылки и двухщелевые закрылки, по- зволяющие получить коэффициент cvmax=2,7. В момент касания земли колесами автоматически отклоняются интерцепторы. 85
Глава 7 ФЮЗЕЛЯЖ 7.1. ВНЕШНИЕ ФОРМЫ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ У современных самолетов лобовое сопротивление фюзеляж; составляет 20—40% от общего сопротивления самолета. Для умень шения лобового сопротивления габаритные размеры фюзеляж; должны быть малыми, а форма удобообтекаемой. Для этой же цел] все выступающие детали (фонари, антенны радиоустройств и т. п.' стремятся вписать в контур фюзеляжа, обшивку сделать герметич ной, чтобы устранить вредное влияние перетекания потоков воздух! через фюзеляж из областей повышенного давления в область пони женного давления, поверхность фюзеляжа выполнить гладкой. Фюзеляж характеризуется размерами, формой поперечного се чения, видом сбоку и удлинением (рис. 7.1 и 7.2). Основные разме ры фюзеляжа следующие: длина £ф, диаметр Оф или высота Н i ширина b миделевого (наибольшего) сечения. Удлинением фюзеля жа Хф называют отношение его длины к диаметру круга Оф равного по площади миделеву сечению фюзеляжа: Аф = £ф/Оф. Длз фюзеляжа некруглого сечения Оф = 2 V £ф/л, где 5ф — площадь мн делевого сечения. У грузовых самолетов форма и размеры.попереч ного сечения фюзеляжа зависят от назначения самолета и в основ- ном определяются габаритными размерами перевозимой техники при этом учитывается и возможность обеспечения достаточной егс прочности. У пассажирских самолетов при определении размеров попереч- ного сечения фюзеляжа исходят из минимальной высоты помеще- ния h для пассажиров по проходу и количества пассажиров, разме; щаемых в одном ряду. Объем пассажирского помещения на одногс человека должен составлять 0,9—2,0 м3. Формы поперечного сечения фюзеляжа — круглая, овальная или прямоугольная с закругленными углами. На некоторых самолета! применяют фюзеляжи, у которых поперечное сечение образованс пересечением двух окружностей одинакового или разного диамет- ра. Грузовой пол на таких самолетах устанавливают по линии пе- ресечения этих окружностей. С точки зрения аэродинамики и обеб печения достаточной прочности герметического фюзеляжа при не- большой его массе наиболее выгоден фюзеляж круглого сечения, поперечные элементы которого — шпангоуты и обшивка — при из- быточном давлении внутри фюзеляжа работают только на разрыв, Силовые элементы фюзеляжей овального и прямоугольного сече^ ний при избыточном давлении внутри кабины работают не только на разрыв, но и на изгиб. Следовательно, такие фюзеляжи по срав-; нению с фюзеляжами круглого сечения требуют упрочнения эле? 86
ментов конструкции, что приводит к увеличению их массы. Однако овальная и прямоугольная формы фюзеляжей выгоднее круглой» так как можно более рационально использовать внутренний объем. По этим причинам герметические фюзеляжи транспортных само- летов обычно круглого сечения, овальная форма сечения фюзеляжа применяется на транспортных самолетах без герметических кабин. Длину фюзеляжа можно определить из выражения для удлине- ния фюзеляжа: £ф=Хф£>ф. В практике пользуются следующими значениями удлинения: для транспортных дозвуковых самолетов 6-7-11; для транспортных околозвуковых самолетов Хф=124-14. Для самолетов со сверхзвуковой скоростью при числе М>1,5 рекомендуется для носовой части фюзеляжа применять оживаль- ную форму с удлинением Хф=3,54-5. Причем, чем больше скорость полета, тем больше заостренной должна быть носовая часть фюзе- ляжа. Это снижает волновое сопротивление вследствие образова- ния системы косых головных скачков вместо прямых. Однако боль- шое удлинение носовой части неудобно для размещения оборудо- вания и грузов, а также значительно ухудшает пилоту обзор ВПП. Последнее требует либо применения системы перископов для обес- печения хорошего всестороннего обзора, либо отклоняющейся при посадке вниз носовой части фюзеляжа как, например, у самолета Ту-144. Фюзеляж самолета Ил-86 имеет диаметр Рф=6,08 м, длину Ьф=59,54 м. По трем трапам, расположенным на левом борту» пассажиры проходят в вестибюли нижней палубы, где оборудова- ны стеллажи с ячейками для чемоданов и другой личной клади. Здесь же на нижней палубе расположены два грузовых отсека, приспособленные для механизированной погрузки и выгрузки вось- ми стандартных багажно-грузовых контейнеров или грузовых под- донов. Буфет-кухня и технические отсеки, 350 пассажирских кресла Рис. 7.1. Формы фюзеляжей для дозвуковых (а) и сверхзвуковых (б) скоростей полета Рис. 7.2, Формы поперечных сечений фюзеляжей 87
размещены на верхней палубе в трех салонах. В каждом ряду | тановлены девять кресел по схеме 3 — 3 — 3 с двумя широкия проходами между ними. i 7.2. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ФЮЗЕЛЯЖ , На фюзеляж самолета действуют внешние и внутренние сил К первым относятся: нагрузки, передающиеся на фюзеляж от npj крепленных к нему других частей самолета—крыла, оперени шасси; массовые силы агрегатов и грузов, расположенных в фюз< ляже; массовые силы самой конструкции фюзеляжа; аэродинам, ческие силы разрежения и давления воздушного потока. Внутре$ ней нагрузкой является сила избыточного давления при налич^ на самолете герметической кабины, включенной в силовую cxeitf фюзеляжа. / При установившемся полете внешние нагрузки (за исключен! ем аэродинамических сил) действуют в вертикальной плоскости массовые силы равны весу. В криволинейном полете в вертикальнд плоскости массовые силы определяют с учетом перегрузки Ринэ =GnVs. Перегрузка агрегатов и грузов, удаленных от центр тяжести самолета, вследствие их вращения относительно центр тяжести будет зависить от углового ускорения г и расстояния агрегата до центра тяжести: ! л«/эагр = Л|/Эи.т i ; где ДлР9 = tx!g. • Таким образом, один и тот же агрегат в зависимости от углово- го ускорения может создавать различные по значению массовьп силы. При расчетах на прочность фюзеляж рассматривают кав балку, опирающуюся на крыло. Под действием нагрузок конструк^ ция фюзеляжа испытывает деформации. Силы, действующие в вер; тикальной плоскости параллельно плоскости симметрии самолета; вызывают вертикальный поперечный изгиб фюзеляжа под действ® ем изгибающего момента МИЗг.в.. Силы Рв.о и Рин.агр, действующие в горизонтальной плоскости вызывают горизонтальный поперечный изгиб МИЗг.г и создают ма мент Мкр, вызывающий закручивание фюзеляжа. Сила Рво — нщ грузка, действующая на фюзеляж от вертикального оперения пр! отклонении руля направления (рис. 7.3). Крутящий момент Мкр=Рв.оЛ — следствие того, что сила Рв.о приложена выше oci фюзеляжа на расстоянии h. Таким образом, в каждом поперечной сечении фюзеляжа должны возникать вертикальные и горизонталь' ные поперечные силы, которые препятствуют срезу фюзеляжа 1 вертикальной и горизонтальной плоскостях, вертикальные и гори! зонтальные изгибающие моменты и крутящий момент. | Легко заметить, что силовое нагружение фюзеляжа аналогична крылу. Правда, главная особенность нагружения фюзеляжа в срав| 88
нении с нагружением крыла за- ключается в том, что распределен- ные по поверхности фюзеляжа аэродинамические силы по срав- нению с сосредоточенными не оказывают существенного влия- ния на общую прочность конст- рукции. Таким образом, основные соображения о работе крыла под нагрузкой с 'полным основанием можно перенести на фюзеляж. Рис. 7.3. Нагрузки, действующие на фюзеляж в полете 7.3. КОНСТРУКЦИИ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ Фюзеляж самолета состоит из каркаса и обшивки. Существуют фюзеляжи трех типов: ферменные, силовой каркас которых пред- ставляет собой пространственную ферму; балочные — их силовой каркас образован продольными и поперечными элементами и ра- ботающей обшивкой; смешанные, у которых передняя часть явля- ется ферменной, а хвостовая — балочной или наоборот. Силовой частью ферменных фюзеляжей является каркас, пред- ставляющий собой пространственную ферму. Стержни фермы ра- ботают на растяжение или сжатие, а обшивка служит для прида- ния фюзеляжу обтекаемой формы. Ферма образована (рис. 7.4) лонжеронами, расположенными на всей длине или части длины фюзеляжа, стойками и раскосами в вертикальной плоскости, рас- порками и расчалками в горизонтальной плоскости и диагоналями. Вместо жестких раскосов и диагоналей широко используется уста- новка проволочных или ленточных расчалок. К каркасу фермы крепятся узлы, которые служат для присое- динения к фюзеляжу крыла, оперения, шасси и других частей самолета. Фермы фюзеляжа, как правило, изготовляют сварными из труб и реже клепанными из дюралюминиевых профилей. Обшив- ку выполняют из полотна, фанеры или листов дюралюминия. Об- Рис. 7.4. Каркас ферменного фюзеляжа: / — стойка; 2 — раскос; 3— расчалка; •/—лонжерон; 5 — диагональ; 6— распорка 89
текаемую форму ферменному фюзеляжу придают специальные несЯ ловые надстройки — обтекатели, называемые гаргротами. я Основные преимущества ферменных фюзеляжей перед балочня ми — простота изготовления, удобство монтажа, осмотра и ремоня оборудования, размещенного на фюзеляже. К недостаткам относя несовершенство аэродинамических форм, малую жесткость, малы! срок службы, невозможность полностью использовать внутренни! объем для размещения грузов. В настоящее время ферменные коя струкции применяют редко и в основном на легких самолетах. 1 Балочные фюзеляжи представляют собой балку обычно овалы ного или круглого сечения, в которой на изгиб и кручение работаю] подкрепленная обшивка и элементы каркаса. Встречаются три рая новидности балочных фюзеляжей: лонжеронно-балочный, стрия герно-балочный (полумонокок), скорлупно-балочный (монококи Балочные конструкции фюзеляжей выгоднее ферменных, так ка! силовая часть у них образует обтекаемую поверхность, причем силовые элементы размещают по периферии, оставляя внутреннюю полость свободной. Это позволяет получить меньший мидель. Жест| кая работающая обшивка создает гладкую неискажаемую поверх- ность, уменьшающую лобовое сопротивление. Балочные фюзеляж! легче ферменных. Каркас лонжеронно-балочного фюзеляжа образуют лонжероны стрингеры и шпангоуты. Каркас обшит дюралюминиевыми листам! (обшивкой). Каркас стрингерно-балочного фюзеляжа (рис. 7.5) состоит и; часто поставленных стрингеров и шпангоутов, к которым крепятс! Рис. 7.5. Стрингерно-балочный фюзв ляж: / — шпангоут; 2 — стрингер; 3 — обшивка Рис. 7.6. Скорлупно-балочный фюзе^ ляж i
металлическая обшивка большей, чем у лонжеронно-балочных фюзеляжей, толщины. Скорлупно-балочный фюзеляж (рис. 7.6) не имеет элементов продольного набора и состоит из толстой обшивки 1, подкреплен- ной шпангоутами 2. В настоящее время преобладающим типом фюзеляжей являет- ся стрингерно-балочный. Стрингеры — это элементы продольного набора каркаса фюзе- ляжа, которые связывают между собой элементы поперечного набора — шпангоуты. Стрингеры воспринимают главным образом продольные силы и подкрепляют жесткую обшивку. По конструк- тивным формам стрингеры фюзеляжа подобны стрингерам крыла. Расстояние между ними зависит от толщины обшивки и колеблется в пределах 80—250 мм. Размеры сечения стрингеров изменяются как по периметру контура, так и по длине фюзеляжа в зависимости от характера и нагрузки на каркас фюзеляжа. Лонжероны — это также элементы продольного набора каркаса фюзеляжа, которые, работая на сжатие — растяжение, восприни- мают (частично) моменты, изгибающие фюзеляж. Как видно по задачам и условию работы, лонжероны фюзеляжа подобны стрин- герам. Конструктивное выполнение лонжеронов чрезвычайно раз- нообразно. Они представляют собой гнутые или прессованные про- фили различных сечений, на самолетах большой грузоподъемности их склепывают из нескольких профилей и листовых элементов. Шпангоуты — элементы поперечного набора фюзеляжа, они придают ему заданную форму поперечного сечения, обеспечивают поперечную жесткость, а также воспринимают местные нагрузки. В ряде случаев к шпангоутам крепятся перегородки, разделяющие фюзеляж на отсеки и кабины. Шпангоуты разделяют на нормальные и силовые. Силовые шпангоуты устанавливают в местах приложения сосредоточенных нагрузок, например в местах крепления крыла к фюзеляжу, стоек шасси, частей оперения. Нормальные шпангоуты (рис. 7.7) собирают из дуг, штампован- ных из металлического листа. Сечение нормальных шпангоутов чаще всего швеллерное, иногда Z-образное и реже тавровое. Сило- вые шпангоуты склепывают из отдельных профилей и листовых элементов. Иногда их изготавливают на мощных прессах из алю- миниевого сплава. Расстояние между шпангоутами обычно колеб- лется в пределах 200—650 мм. Обшивка выполняется из листов дюралюминия или титана раз- личной толщины (0,8—3,5 мм) и крепится к элементам каркаса заклепками либо приклеивается (см. рис. 7.7). Листы обшивки сое- диняют между собой по стрингерам и шпангоутам либо встык, либо внахлест. Вырезы в обшивке фюзеляжа балочного типа резко уменьшают прочность конструкции. Поэтому для сохранения необходимой прочности обшивку у вырезов подкрепляют усиленными стрингера- ми и шпангоутами. Небольшие вырезы окантовывают кольцами из 91
материала большей толщины, чем обшивка, иногда необходимая жесткость создается отбортовкой отверстия. Фюзеляжи самолетов небольших размеров делают, как правил неразъемными. У более крупных самолетов для упрощения прои водства, ремонта и эксплуатации фюзеляж расчленяют на нескол ко частей (рис. 7.8). Соединение частей фюзеляжа зависит от el конструктивной схемы. Части ферменных фюзеляжей соединяй стыковыми узлами, установленными на лонжеронах, части балб| ных фюзеляжей — по всему контуру разъема. Отдельные час1 фюзеляжа соединяют между собой болтами по всему периметр разъема. Стыковка осуществляется фитингами, прикрепленными стрингерам фюзеляжа (рис. 7.9). Пол в кабинах самолета обыщ рассчитывают на максимальную распределенную статистическу нагрузку. Каркас пола состоит из набора продольных и поперечнь балок, стрингеров и соединяющих узлов. Поперечный набор пола состоит из нижних балок шпангоуто Пояса этих балок изготавливают из фрезерованных или штампа ванных профилей. Панели, закрывающие каркас, выполняют i листой прессованной фанеры толщиной 10—12 мм, из дюралюм! ниевых листов, усиленных прикрепленными снизу профилями уго. кового и швеллерного сечений или гофром, и из прессованнъ Рис. 7.7. Нормальные кольцевые шпангоуты, отштампованные из листового ма; териала швеллерного (а) или Z-образного (б) сечений: J — шпангоут; f—стрнягер; 3 —обшивка; 4 — уголок Рис. 7,8. Технологические разъемы фюзеляжа: J, 2, 3—носовая, центральная н хвостовая части 92
двух технологиче- Рис. 7.9. Стыковка ских разъемов: 1 — стрингеры; 2 — стыковочные узлы (фи- тинги); 3 — стыковочные болты; 4 — шпан- гоут стек- листов алюминиевого или магние- вого сплава с последующей ме- ханической или химической обра- боткой. Для предупреждения скольжения панели пола имеют рифленную или шероховатую по- верхность, а в некоторых случаях их покрывают пробковой крош- кой. На полу установлены гнезда для крепления пассажирских кре- сел, а на грузовых самолетах — кольца для крепления перевози- мых грузов. Окна пассажирской кабины делают прямоугольной или круг- лой формы, как правило, они име- ют двойные стекла. Очень часто в герметических кабинах нагрузку от избыточного давления в кабине ло, а при его разрушении наружное. Мёжстекольное пространство через осушительную систему, предотвращающую стекла от запоте- вания и замерзания, связано с полостью герметической кабины. Стекла уплотняют с помощью мягкой морозоустойчивой резины, иногда невысыхающей замазкой. Застекленная часть фюзеляжа называется фонарем (рис. 7.10). Форма фонарей, их размещение и размеры выбирают из условий обеспечения наилучшего обзора и наименьшего сопротивления. Угол наклона козырька фонаря принимают равным 50—65° (в за- висимости от значения v). Лобовые стекла фонаря, как правило, имеют электрообогрев для предотвращения их обледенения в поле- те. Фонарь состоит из каркаса, отлитого или отштампованного из алюминиевого или магниевого сплавов, и стекол. Стекла / крепят- ся к каркасу 2 болтами 3 и прижимаются дюралюминиевой лентой. Вырезы под входные двери транспортных самолетов чаще всего располагают на боковой поверхности фюзеляжей, но в некоторых случаях устанавливают и в нижней части. Ширина двери обычно не превышает 800 мм, а высота 1 500 мм. Размеры грузовых дверей (люков) и их размещение обусловлены минимальной затратой вре- мени на загрузку и разгрузку самолета, размерами грузов и удобст- вами эксплуатации. Расположение люков зависит от назначения самолета, его схемы, типа шасси и других признаков. Открываются двери внутрь кабины либо сдвигаются вверх или в сторону. Двери делают обычно в виде клина, основанием которого служит внут- ренняя поверхность ее створки. Избыточное давление в герметизи- рованном фюзеляже прижимает створку двери к ее основанию. При открытой двери в кабине экипажа загорается сигнальная лампа. Вырезы под двери усиливают установкой в месте выреза более мощных шпангоутов и стрингеров. Двери изготовлены, как прави- ло, из отштампованных из листового дюралюминия чаш, подкреп- 93
Рис. 7.10. Фонари кабины штурмана (а), кабины экипажа (б), каркас фонаря кабины штурмана (в) j ленных каркасом. Герметизируются двери резиновыми профилями^ Современные самолеты летают на больших высотах и для обес^ печения нормальной жизнедеятельности пассажиров в кабинах пот- ребовалось создать необходимое давление. Кабина самолета, внутр» которой в полете поддерживается повышенное (по сравнению с ам мосферным) давление воздуха, называется герметической. Такая? кабина, выполненная в виде обособленного силового агрегата установленная в фюзеляже без включения ее в силовую схему, на*( зывается подвесной. Размеры кабины не зависят от размеров и. обводов фюзеляжа, и поэтому она может быть выполнена с наи-< выгоднейшими по прочности формами и минимальных размеров^ Кабины пассажирских самолетов, как правило, представляют собовд герметизированный отсек фюзеляжа и полностью включены в его] силовую схему. Подобная кабина работает, как сосуд, под дейст-t вием внутреннего давления, а также подвергается изгибу и круче-1 «ию, как и обычный фюзеляж. По соображениям прочности наи-j лучшей формой сооружения, нагруженного изнутри избыточным] давлением, является шар, но в связи с неудобствами размещения^ в такой кабине экипажа и пассажиров стремятся придать кабине< «форму цилиндрической оболочки, закрытой по концам сферически- ми днищами. Переход от цилиндрических стенок к днищу по воз-i можности должен быть плавным, без переломов. При переломах, днище, нагруженное избыточным давлением, сжимает стенки^ цилиндра в направлении радиусов и тогда в этом месте необходим 54
мо ставить усиленный шпангоут. Особенно нужно подкреплять плоские днища. Для сохранения в кабине избыточного давления необходимо обеспечить ее герметичность. Разумеется, обеспечить полную гер- метичность кабины очень трудно, поэтому допускается некоторая утечка воздуха, не снижающая безопасности полета. Критерием1 герметичности может служить время падения давления от значе- ния рабочего избыточного до избычного давления 0,01 МПа. Это время должно быть 25—30 мин. Герметизация кабин достигается герметизацией обшивки и остекления люков и дверей, выводов ио кабин тяг, тросов, валиков управления самолетом и двигателями,, электропроводки, трубопроводов гидросистем и т. п. Герметизация листов обшивки в месте их соединения и креп- ления к элементам каркаса фюзеляжа создается многорядными швами, установкой уплотнительных лент, закладываемых между листами обшивки и каркаса. С внутренней стороны кабины закле- почные швы покрывают герметизирующими замазками. Входные двери, загрузочные люки, запасные выходы, . подвижные части фонаря, окна (остекление) герметизируют резиновыми профилями и прокладками. Используют следующие способы герметизации: типа «нож по резине»; резиновой прокладкой, имеющей сечение трубы; с помощью пластинчатого клапана; резиновой трубкой, на- дуваемой воздухом. Люки и двери, открывающиеся внутрь кабины, герметизируют первыми тремя способами. При герметизации с помощью пластин- чатого клапана полосу из пластинчатой резины укрепляют с внут- ренней стороны по контуру выреза, тогда избыточное давление прижимает края клапана к люку и тем самым щели герметизируют- ся. Сложней загерметизировать открывающиеся наружу люки от- носительно больших размеров, так как внутреннее избыточное давление будет их отжимать. Такие люки герметизируют чаще всего резиновой трубкой, надуваемой воздухом. Для обеспечения герметичности тяг управления с возвратно-поступательным движе- нием часто используют гофрированный резиновый шланг цилинд- рической или конической формы либо делают устройство, состоящее из корпуса, отлитого из магниевого сплава с запрессованными брон- зовыми втулками, в которых перемещаются стальные тяги. Между тягами и втулками имеются войлочные и резиновые уплотнения. Внутренняя полость корпуса заполняется консистентной смазкой. Тросы управления герметизируют резиновыми пробками со сквозными отверстиями диаметром меньшим, чем диаметр троса,, и продольным разрезом, позволяющим надевать пробку на трос. Для уменьшения силы трения трос на всей длине его хода покры- вают незамерзающей смазкой, содержащей графит. Детали, передающие вращательное движение, герметизируют резиновыми уплотнительными кольцами. Трубопроводы герметизи- руют с помощью переходников, закрепленных на перегородке. К переходнику с одной и другой стороны накидными гайками кре- пятся трубопроводы. 9S
Электропроводка герметизируется специальными электрон! дами. 1 Для теплоизоляции кабин используют пористые и рыхловолсЯ нистые материалы с малой теплопроводностью (минеральная ват! асбест, стекловата, пеностекло). Теплоизоляционное покрытие ел' жит и звукоизоляцией. Г л а в а 8 j ОПЕРЕНИЕ САМОЛЕТА ' 1 8.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ * Несущие поверхности, предназначенные для создания устойчи- вости, управляемости и балансировки самолета, называют оперев нием. Продольная балансировка, устойчивость и управляемость само- лета обычной схемы обеспечиваются горизонтальным оперениемд путевая балансировка, устойчивость и управляемость — вертикаль-1 ным оперением, балансировка и управление самолета относительно^ продольной оси — элеронами. Оперение (рис. 8.1, а) обычно состоит! из неподвижных поверхностей, служащих для обеспечения равно-] весия (балансировки) и устойчивости, и подвижных поверхностей^ при отклонении которых создаются аэродинамические моменты,^ необходимые для равновесия (балансировки) и управления поле-; том. Неподвижная часть горизонтального оперения называется ста- билизатором, а вертикального — килем. К стабилизатору шарнирно ; крепится руль высоты, состоящий обычно из двух половин, а к < килю — руль направления. Действие аэродинамических рулей ос- новано на изменении при постоянном угле атаки аэродинамической силы профиля вследствие изменения его кривизны (рис. 8, 1, б). Искривление профиля приводит к возникновению силы /?г.о, кото- рая благодаря большому плечу относительно центра тяжести само- лета создает момент, уравновешивающий суммарный момент тяги двигателей, сил, возникающих на крыле, фюзеляже и других частях самолета. Таким образом, момент оперения балансирует самолет. Отклонением руля в ту или другую сторону можно изменить не только значение, но и направление момента, и таким образом вы- звать поворот самолета относительно поперечной оси, т. е. управ- лять самолетом. Момент относительно оси вращения руля, возни- кающий от действия на него аэродинамической силы /?р, обычно называют шарнирным моментом и обозначают Mm=Rpa. Шарнир- ный момент зависит от скорости полета (числа М), углов атаки и скольжения, угла отклонения руля, местоположения шарниров под- вески и размеров руля. Отклоняя рычаги управления, пилот дол- 96
жен приложить определенное усилие для преодоления шарнирного момента. Сохранение приемлемых для пилота усилий достигается применением аэродинамической компенсации. Обычно у самолетов оперение располагается позади крыла, но у сверхзвуковых самоле- тов стала все чаше применяться схема «утка». У таких самолетов горизонтальное оперение располагается впереди крыла и является несущим. Как уже отмечалось, при переходе к сверхзвуковой скорости полета на самолете возникает мощный пикирующий момент, для компенсации которого необходимо увеличивать направленную вниз подъемную силу горизонтального оперения. Если при дозвуковой скорости полета отрицательная подъемная сила горизонтального оперения приблизительно составляет 0,1 Укр, то при сверхзвуковой скорости полета она равна (0,25—0,3) Укр. Балансировка самолета обеспечивается отклонением руля высоты вверх, что приводит к увеличению лобового сопротивления самолета и уменьшению аэро- динамического качества. При переднем расположении горизонтального оперения повы- шается его эффективность (оперение не затенено крылом), что требует меньшего отклонения рулевых поверхностей при баланси- ровке самолета. Однако схема «утка» имеет ряд недостатков: срыв потока у оперения наступает раньше, чем на крыле, в результате чего возникают продольные колебания самолета; из-за удлинен- ной носовой части самолета снижается путевая устойчивость, при Рис. 8.1. Оперение самолета и схема его работы: / — форкиль; 2 — залнз: 3 — проблесковый маяк; 4— киль; 5 — руль направления; 6 — трим- мер руля направления; 7 — сервокомпенсатор; 8 — триммер руля высоты; 9 — руль высоты; 10 — стабилизатор; 11 — фальшкиль 4—1868 97
полете на больших углах атаки (при посадке) срыв потока пЯ оперении вызывает опасное и быстрое опускание носовой част» самолета («кивок»). Для устранения отрицательных последствий схемы «утка» при дозвуковом полете носовое оперение должно либЯ убираться из потока, либо находиться во флюгерном положения и выпускаться в поток или фиксироваться в определенном положен нии (если при полете на дозвуковой скорости оно флюгировалось| при переходе к сверхзвуковой скорости. j В настоящее время на сверхзвуковых самолетах (ТУ-144, «Кон-; корд» и др.) для обеспечения продольной балансировки изменяю^ центровку в полете перекачиванием топлива в балансировочных; баках. Две группы балансировочных баков располагаются следую- щим образом: одна в носовой части, вторая в хвостовой част^ фюзеляжа. Когда самолет начинает переходить от дозвуковой к сверхзвуковой скорости и точка приложения подъемной силы пе- ремещается назад, начинается перекачка топлива из передних ба- ков в хвостовые. Центр тяжести самолета при этом начинает также! перемещаться назад, чем парируется нарастание пикирующего! момента. При уменьшении скорости полета топливо перекачивается] в передние баки. Так, на самолете «Конкорд» при разгоне до! сверхзвуковой скорости примерно за 5 мин перекачивается свыше! 9000 л топлива из передних баков в задний. Обратная перекачка! при переходе к дозвуковой скорости занимает 4 мин. 1 Сверхзвуковые самолеты больших размеров выполняют по схеме ] «бесхвостка» с треугольным крылом (ТУ-144, «Конкорд»). Попе- речное и продольное управление их осуществляется с помощью, элевонов, установленных на задней кромке крыла. При отклонении ручки управления самолетом влево или вправо элевоны выполняют роль обычных элеронов и служат для поперечного управления. При отклонении ручки управления от себя или на себя они одновремен- но отклоняются вверх или вниз и используются для продольного управления самолетом. Основное достоинство таких самолетов — малое изменение ус- тойчивости при переходе через критическое значение числа М из-за снижения эффективности оперения, кроме того, у них меньшее волновое сопротивление и масса конструкции. Недостаток самолета схемы «бесхвостка» — снижение подъемной силы крыла при откло- нении элеронов вверх, что ухудшает условия взлета и посадки и снижает маневренность. Эффективность рулей можно оценить по изменению продольного момента, моментов крена и рыскания при отклонении на Г соот- ветствующего руля. При больших скоростях полета сжимаемость воздуха, а также упругие деформации конструкции заметно сни- жают эффективность рулей. Уменьшение эффективности руля при больших околозвуковых скоростях обусловливается главным образом упругой закруткой стабилизатора, киля, крыла при откло- нении соответствующего руля (рис. 8.1, в), которая снижает общий' прирост подъемной силы профиля от отклонения руля. 98
ряс. 8.2. Расположение элеронов на .s'"') §) крыле: 3 )1 _------, л — внутренние элероны: б — внешние ме* s' Г > СШЕИЕИа_______ ! РОНЫ Г.—-''* Степень упругой закрутки профиля при отклонении руля зави- сит от действующего на профиль аэродинамического момента (от- носительно центра жесткости профиля), а также от жесткости самой конструкции. Малая относительная толщина оперения ско- ростных самолетов, а значит, малая жесткость, может вызвать яв- ление реверса управления. Уменьшение эффективности рулей при обтекании их потоком со сверхзвуковыми скоростями вызвано и другими причинами. При сверхзвуковом обтекании добавочная подъемная сила при отклонении руля возникает только на руле, неподвижная часть оперения (киль, стабилизатор) участия в соз- дании дополнительной аэродинамической силы не принимает. Поэ- тому для получения достаточной управляемости необходимо боль- шее отклонение руля или увеличение площади отклоняемой поверхности. С этой целью на сверхзвуковых самолетах устанавли- вают подвижный управляемый стабилизатор с рулем высоты. То же самое относится к вертикальному оперению. На сверхзвуковых самолетах возможно применение поворотного киля без руля пово- рота. Изменение направления полета тогда достигается поворотом стабилизатора и киля. Углы отклонения стабилизатора и киля значительно меньше углов отклонения соответствующих рулей. Отклонение безрулевых поверхностей осуществляется с помощью необратимых самотормозящих гидравлических или электрических силовых устройств. Безрулевое оперение обеспечивает эффективное управление и балансировку самолета в большом диапазоне скорос- тей (от малых дозвуковых до больших сверхзвуковых) и центровок. Управление относительно поперечной оси (управление по тангажу) и продольная балансировка осуществляются рулем высоты и пово- ротным стабилизатором. Последний — эффективное средство, поз- воляющее увеличить диапазон центровок самолета смещением предельно передней центровки. Так, например, при переводе ста- билизатора с угла установки —1°4-5° предельно передняя центров- ка смещается вперед на 8—10%. Элероны (рули крена) расположены на концевой части крыла (рис. 8.2). Принцип действия их заключается в перераспределении аэродинамической нагрузки по размаху крыла. Если, например, левый элерон отклоняется вниз, а правый вверх, то подъемная сила левой половины крыла возрастает, а правой уменьшается. В ре- зультате возникает момент, накреняющий самолет. Создать доста- точную эффективность рулей крена у сверхзвуковых самолетов трудно. Ввиду малой толщины крыла и особенно его концевых уча- стков и при отклонении элеронов крыло закручивается в сторону, противоположную отклонению элеронов, что резко снижает эффек- тивность элеронов. Увеличение жесткости концевых участков кры- ла приводит к увеличению массы конструкции. В последнее время 4* 99
появились самолеты с так называемыми внутренними элеронаЛ (см. рис. 8,2,6). Если обычные (см. рис. 8.2, а) элероны устанавлИ ва ют вдоль концевой части крыла, то внутренние располагая® ближе к фюзеляжу. При одинаковой площади элеронов вследствЛ уменьшения плеча относительно продольной оси самолета эффеи тивность внутренних элеронов при полете на малых скоростях сни жается. Однако на большой скорости полета внутренние элерон^ более эффективны. Возможна одновременная установка внешних я внутренних элеронов. В этом случае при полете на малых скоросЗ тях работают внешние элероны, а на больших скоростях внутренние. Внутренние элероны крыла при взлете и посадке могуЗ использоваться как закрылки, тогда они отклоняются на правой или левой половинах крыла одновременно вниз на одинаковый угол! Элероны, занимая сравнительно большую часть размаха крыли создают трудности при размещении механизации крыла по всеми размаху, вследствие чего эффективность последней снижается^ Стремление повысить эффективность средств механизации самоле| та привело к созданию интерцепторов (см. гл. 6), позволяющий уменьшить длину элерона и вследствие этого увеличить размах за! крылков. I На некоторых самолетах интерцепторы используются как тор| мозные щитки — спойлеры, которые одновременно отклоняются вверх на обеих частях крыла только после приземления или в про4 цессе прерванного взлета. На других самолетах интерцепторы для торможения выдвигаются на некоторую часть полного хода, а ос-е тавшаяся часть хода может быть использована для поперечной) управляемости. Высота полностью выдвинутого интерцептора сос4 тавляет 5—10% хорды крыла, а длина—10—35% полуразмаха^ Для сохранения большей плавности обтекания крыла и умен^ыпе^ ния срывного сопротивления интерцепторы иногда делают не сплошными вдоль размаха, а гребенчатыми. Эффективность таких прерывателей несколько меньше, чем сплошных, но зато вследст- вие ослабления срывных явлений уменьшается сопутствующая им: тряска оперения. 8.2. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И ВНЕШНИЕ ФОРМЫ ОПЕРЕНИЯ Основные характеристики оперения те же, что и у крыла — раз- мах, хорда, площадь, удлинение, сужение, форма в плане, форма поперечного сечения и вид спереди. У самолетов обычных схем( расстояние горизонтального оперения /г.о от центра тяжести само-< лета находится в пределах (24-3,5)Ьсах, причем большое значение^ Zr.o берут для транспортных самолетов с прямыми крыльями и; меньшее — для легких самолетов со стреловидными крыльями^ У самолетов с треугольными крыльями малого удлинения /г.0=^ = (1,24-1,5) Ьсах. Для увеличения числа Мкр полета и уменьшения^ 100 I
волнового сопротивления оперение должно иметь малую относи- тельную толщину профиля, большую стреловидность и малое уд- линение. Площадь горизонтального оперения обычно составляет 15—20% площади крыла, площадь вертикального оперения 8—20%, а площадь элеронов 5—10%. При этом в зависимости от ширины фюзеляжа в месте крепления оперения и от формы опере- ния в плане несущая площадь горизонтального оперения составля- ет 95—40% его геометрической площади. Современные самолеты летают на больших высотах, а следова- тельно, на больших углах атаки. При этом вертикальное оперение затеняется фюзеляжем и крылом, что ухудшает путевую устойчи- вость. Для увеличения эффективности вертикального оперения применяют килевые гребни (форкили), расположенные на верхней части фюзеляжа перед килем, и дополнительные кили (фальшки- ли), установленные под фюзеляжем (см. рис. 8.1). На некоторых самолетах роль подфюзеляжных гребней выполняют опущенные вниз половины стабилизатора, установленные с большим отрица- тельным поперечным V. Значительно повышает эффективность вертикального оперения, а следовательно, путевую устойчивость самолета установка горизонтального оперения на конце киля. В конструкции самолета («Норт Америкен») В-70, кроме двух ки- лей на верхней половине треугольного в плане крыла, предусмот- рены поворачивающиеся вниз концы крыла. На, самолете Ан-28 применено двойное вертикальное оперение, каждый киль установлен в поток воздуха, отбрасываемого воздушными винтами. Такая схе- ма обеспечивает эффективность работы при отказе одного из дви- гателей. Площадь рулей зависит от типа самолета, т. е. от необходимой степени управляемости и устойчивости. Площадь руля высоты равна 30—40% общей площади горизонтального оперения, а пло- щадь руля направления составляет 35—50% общей площади вер- тикального оперения. Элероны занимают 30—40% размаха крыла, и их хорда состав- ляет 20—25% хорды крыла. Удлинение горизонтального оперения ?.го=2,5-4-3,5 при малых удлинениях крыла (Х=<С4,5) и Хг.о= = 3,5-4-4,0 при больших удлинениях крыла. Удлинение вертикаль- ного оперения %в о=0,8-4-3. Форма горизонтального и вертикального оперения в плане обычно трапециевидная с небольшим сужением т] = 2-4-3,5. На ско- ростных самолетах оперение может иметь треугольную форму в плане. На реактивных самолетах горизонтальное и вертикальное оперение, как правило, выполняется стреловидным с углом стрело- видности %^35°, причем этот угол обычно у оперения больше, чем у крыла, на 4-5°. Профиль оперения чаще всего симметричный и более тонкий, чем у крыла. Последнее обстоятельство и большой угол стреловид- ности позволяют даже при М>Мкр (т. е. когда на крыле уже воз- ник волновой кризис) предотвратить появление местных сверхзвуко- 101
вых зон на оперении. Поэтому оперение сохранит сво< эффективность при М>Мкр. Угол установки киля обычно раве нулю, а зафиксированного стабилизатора 4-2-j—2®. На самолета Як-42 и Ан-28 стабилизаторы несимметричного профиля обратнс кривизны. По всей передней кромке стабилизатора самолета Ан-5 установлен фиксированный предкрылок, который сохраняет 3<J фективность горизонтального оперения при отклонениях на пр| дельный угол закрылков крыла. При компоновке горизонтального оперения особое значени имеет правильное размещение его по высоте относительно крыла Размещать оперение нужно вне следа воздушного потока, сход^ щего с крыла, при полете в диапазоне около критических угло атаки во избежание появления тряски. При верхнем положениз горизонтального оперения вероятность возникновения вибраци уменьшается и, кроме того, при образовании скачков уплотненщ на крыле оперение находится вне зоны заторможенного потока, чт( увеличивает его эффективность. Но верхнее расположение требуе' повышенной прочности вертикального оперения, так как на йен передаются нагрузки при отклонении руля высоты. Л При верхнем расположении горизонтального оперения трудна применить схему с подвижным килем. Практически при большом размере /г.о горизонтальное оперение имеет нижнее расположений (обычно чуть выше плоскости хорд крыла). На самолетах с малым значением /г0 оперение расположено на киле либо несколько ниж<| плоскости хорд крыла. На самолетах с двигателями в хвостовой час ти фюзеляжа горизонтальное оперение устанавливают на верхней части киля. Такое оперение получило название Т-образного. Угф отклонения рулей обычно не превышает 25—35° в одну сторону, та( как большее отклонение почти не увеличивает эффективности руля Подвижный горизонтальный стабилизатор (без рулей высоты- вверх отклоняется на угол 15—18° и вниз на 6—10°. ; 8.3. КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ I По конструкции основные части оперения — стабилизатор И киль — подобны. Одинаковы по конструкции также рули высоты и рули направления. На крупных самолетах стабилизаторы обычна выполняют разъемными. Киль может быть изготовлен за одно цй лое с фюзеляжем или в виде отдельной части. Каркас оперени^ современных самолетов, как правило, металлический. Обшивк^ киля и стабилизатора жесткая (дюралюминиевая). Рули самолетов малых дозвуковых скоростей обшивают полотном, что уменьшав! их массу и упрощает конструкцию. На скоростных самолетах об| шивка рулей, как и каркас, металлическая. j Киль и стабилазатор на небольших самолетах дела'ЮЯ чаще всего двухлонжеронными (рис. 8.3). На тяжелых самолета! киль и стабилизатор обычно моноблочной конструкции с работай! щей обшивкой. Основные элементы силового набора (лонжерону 102 1
стенки, стрингеры, нервюры) по конструкции такие же, как у кры- ла, и выполняют те же функции, т. е. изгиб воспринимается поясами лонжеронов, стрингерами и частично обшивкой, поперечная сила — стенками лонжеронов, кручение — замкнутым контуром (обшивка стенки лонжеронов). Стабилизатор и киль крепят к фюзеляжу при помощи узлов на лонжеронах и шпангоутах. Для крепления (под- вески) рулей стабилизатор и киль имеют кронштейны с универсаль- ными и одноосевыми шарнирами (рис. 8.4). Рули и элероны, как правило, выполнены однолонжерон- ными с набором стрингеров и нервюр. Для увеличения жесткости 103
передней части руля иногда«ус- танавливают стенку (вспомо- гательный лонжерон). Ж В современном самоле». строении используют три ям рактерных типа рулей: рулвж трубчатым лонжероном, рул» жестким носком и руль с же® кой обшивкой для скорости®, самолетов. В руле любого тимЙ набор нервюр воспринимав» аэродинамическую нагрузкШ возникающую на поверхности руля, и передает ее на лонжЯ рон и контур кручения, а таЯ же на жесткую заднюю кромИ ку. В первой схеме нервюрЯ руля передают нагрузку тольк» на лонжерон, а поскольку оЯ трубчатый, то успешно работай ет и на изгиб, и на кручениЯ Во второй схеме силы с нервюи передаются на стенку балочной го лонжерона, а момент — нз| контур, образованный стенкой! лонжерона с жестким hockont! Этот контур и работает ца кру-3 чение. В этой схеме функций распределены следующим обЯ разом: поперечный изгиб вос-| принимает балочный лонжерон,| а кручение—контур силового*! носка. 1 В третьей схеме (рис. 8.5): подобное же распределение; функций, но крутящий момент передается здесь на весь кон- тур обшивки, а не только на но- сок. Нервюры крепятся к дру- гим элементам в соответствии со схемой передачи сил: у ру- лей первой схемы только к лон- Рис. 8.5. Руль направления: / — носок руля; 2 — вырез под кронштейн подвески; 3 — надстройка; 4 — кронштейн навески триммера; 5—кронштейн навескм сервокомпенсатора; 6 — полунервюоа; 7 н- 8 — нервюра; 9 — корневая нервюра , 104
жеронам, у рулей второй и тре- тьей схем к стенкам лонжеронов и контуру, образованному этими стенками и обшивкой. Для лучшего использования обшивки для восприятия изгиба- ющего момента и сохранения фор- мы и профиля применяют рули с пенопластовым или сотовым за- Рис. 8.6. Схема работы триммера: 1 — неподвижная поверхность; 2 н 4 — тяги; 3 — руль; 5 — триммер полнителями. Такие рули облада- ют высокой жесткостью -при ма- лой массе. Триммеры (рис. 8.6) пред- ставляют собой вспомогательную рулевую поверхность, устанавли- ваемую в хвостовой части основного руля. С помощью триммеров самолет балансируется относительно всех его осей при изменении центровки и режима полета. Триммер отклоняется независимо от руля обычно с помощью необратимых самотормозящихся электро- механизмов. Триммер руля высоты, как правило, управляется тро- совым механическим устройством. Сущность работы триммера можно пояснить следующим примером. При отказе одного из дви- гателей самолета возникает разворачивающий момент, противодей- ствие которому может быть создано отклонением руля поворота. Длительный полет с отклоненным рулем утомителен для пилота. Отклоняя триммер в сторону, противоположную отклонению руля, нагрузку, передающуюся на ноги пилота, можно уменьшить до сколько угодно малой величины. Компенсирующий момент от трим- мера, противодействующий шарнирному моменту, возникает вслед- ствие большого плеча силы, приложенной к триммеру, хотя сама сила и невелика. Шарнирный момент при этом Л4щ — Х?рв— где Rp и Rrp — аэродинамические силы, приложенные соответственно к рулю л триммеру; а и b — плечи этих сил относительно оси вращения руля. При наличии отклоняемых стабилизатора и киля надобность в уста- новке триммера отпадает. Триммер цельнометаллический состоит из диафрагмы, лонжерона и обшивки. Крепление к рулю шарнир- ное. 8.4. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ / И ВЕСОВАЯ БАЛАНСИРОВКА РУЛЕЙ Уменьшение шарнирного момента руля, приводящее к сниже- нию усилия на рычаги управления, осуществляется с помощью аэродинамической компенсации. Аэродинамическая компенсация (рис. 8.7) осуществляется с помощью: осевой и роговой компенса- ции рулей; внутренней или статической компенсации рулей; серво- 105
Рис. 8.7. Виды аэродинамической компенсации шарнирного момента: а — осевая; б — роговая; в — внутренняя; г — сервокомпенсатор; д — пружинный сервоком пенса тор; / — руль; 2 — ось вращения руля; 3— роговой компенсатор; 4 —гибкая днафрат; на; 5 — компенсатор; 6 — тяга управления рулем; 7 — качалка; 8—пружина; 9 — тяга , компенсатора, кинематически связанного с отклонением руля^ пружинного сервокомпенсатора. Сущность осевой компенсцаии заключается в том, что ось вра| тцения находится на некотором удалении от носка руля (ближе d центру давления). В результате уменьшения расстояния точки прии ложения аэродинамической силы R от оси вращения шарнирный^ момент уменьшается. Дальнейшее перемещение оси вращения в^ направлении от носка может привести к перемене знака шарнирной го момента. Это явление носит название перекомпенсации. г' Обычно SK.B = (0,22 4-0,25)$р.в; 5К.Н =(0,20 4-0,22)Sp.H; Sk.s =(0,25-ь0,28).$э, где Sp.B, Sp.в, Sb — соответственно площади рулей высоты, направления и эле* рона; Sk.», Sk.b, Sh.b — площади компенсационной части указанных рулей. У рулей, снабженных роговой компенсацией, концевая часть рулевой поверхности располагается перед осью руля. При поворо- те руля действующая на роговой компенсатор аэродинамическая сила создает момент, противоположный шарнирному. Внутренняя или статическая компенсация рулей чаще всего применяется на элеронах. Носок элерона соединяется с крылом воздухонепроницаемой гибкой диафрагмой. При отклонении элеро- на избыточное давление на диафрагму создает силу, способствую- щую его отклонению. Для коменсации такого типа характерно от- сутствие перетекания воздуха из зоны повышенного давления в зону пониженного, а также устранение выхода носка руля при его отклонении за крыло, что снижает его лобовое сопротивление. Внутренняя компенсация особенно эффективна при полетах на больших скоростях, однако осуществление ее в тонких профилях 106
затруднено, так как она ограничивает углы отклонения элерона. По принципу действия сервокомпенсатор и триммер подобны, но есть между ними и существенное различие. Если триммер откло- няется только по воле пилота и отклонение руля не вызывает пово- рота триммера, то сервокомпенсатор с помощью четырехзвенного механизма отклоняется всегда в сторону, обратную отклонению основного руля. Угол отклонения компенсатора увеличивается при увеличении отклонения руля. Рассмотрим работу пружинного сервокомпенсатора. Качалка управления соединяется с рулем через пружинную тягу с предва- рительно затянутыми пружинами (на схеме для простоты эта тяга показана в виде одной пружины). Второй конец качалки жесткой тягой соединен с компенсатором. Если снять пружинную тягу, то при повороте качалки управления руль останется неподвижным, а компенсатор отклонится. Если аэродинамические силы, действую- щие на руль, малы и усилия, потребные для отклонения руля, не превышают усилий предварительной затяжки пружин в пружинной тяге, по последнюю можно рассматривать как жесткий стержень неизменной длины. Поворот руля в этом случае не вызывает от-, клонения компенсатора. Вследствие малого значения шарнирного момента аэродинамическая компенсация не требуется. Но как толь- ко аэродинамические силы, действующие на руль, возрастут, нап- ример вследствие увеличения угла отклонения руля или повышения скорости полета, и для отклонения руля потребуются усилия, превышающие усилия от предварительной затяжки пружин в пру- жинной тяге, то при отклонении руля пружинная тяга будет удли- няться или укорачиваться. В результате качалка повернется относительно руля, и компенсатор отклонится в сторону, противо- положную отклонению руля. Угол отклонения компенсатора про- порционален усилию, потребному для отклонения руля. Таким образом, автоматически включившийся (отклонившийся) сервокомпенсатор снижает усилия, потребные для отклонения руля, до вполне допустимых значений. Пружинный сервокомпенсатор применяется на рулях направления многодвигательных самолетов. Расчеты показывают, что у сверхзвуковых самолетов велики уси- лия на рычагах управления. Широкий диапазон изменения этих усилий от малых на дозвуковых скоростях до очень больших на сверхзвуковых скоростях требует ввода переменной по числу М аэродинамической компенсации. Рассмотренные здесь виды компен- сации не позволяют получить приемлемых (по значению и знаку) усилий на рычагах управления на всех скоростях полета. Выходом из положения явилось применение системы управления с усилите- лями (бустерами). Однако и при наличии усилителей в системе управления рули должны иметь аэродинамическую компенсацию, во-первых, для снижения потребных мощностей бустеров, во-вто- рых, для повышения безопасности аварийного перехода на ручное управление при выходе бустера из строя. Весовая балансировка (весовая компенсация) рулей предназ- начена для предотвращения незатухающих упругих колебаний 107
оперения и крыла, возникающих при полете на больших критич^Л ких скоростях. Сущность весовой компенсации состоит в том, яЖ центр тяжести руля совмещается при помощи дополнительных грШ зов, расположенных в передней части руля, с осью его вращения или сдвигается вперед относительно оси. В последнем случае вессЯ вая компенсация называется перебалансированной. 1 Весомая компенсация осуществляется с помощью чугунных бол! ванок и различными агрегатами, устанавливаемыми в носке руля! Возможна также установка компенсирующего груза на специаль? ных кронштейнах, прикрепленных к рулю. Эти противовесы стрей мятся разместить внутри неподвижных частей оперения или внутри фюзеляжа. '3 Г л а в а 9 - .« СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ 1 9.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Системы управления самолетом разделяют на основные и вспомо-J гательные. К основным принято относить системы управления ру-' лем высоты, рулем направления и элеронами (рулями крена).] Вспомогательное управление — управление двигателями, триммера-;' ми рулей, средствами механизации крыла, шасси, тормозами^ И т. д. Любая из основных систем управления состоит из рычагов уп-? равления и проводки, связывающей эти рычаги с рулями. Рычаги’ управления отклоняются ногами и руками пилотов. С помощью’ штурвальной колонки или ручки управления, перемещаемой усили-’ ем руки, пилот управляет рулем высоты и элеронами. Рулем нап-1 равления управляют с помощью ножных педалей. Конструкция управления предусматривает, чтобы отклонение командных рычагов, а следовательно, и изменение положения самолета в пространстве соответствовали естественным рефлексам человека. Например, дви- жение вперед правой ноги, действующей на педаль, вызывает отк- лонение руля направления и самолета вправо, перемещение штур- вальной колонки вперед от себя вызывает снижение самолета и увеличение скорости полета и т. д. Для облегчения пилотирования и повышения безопасности по-. лета при продолжительном полете управление большинства граж-; данских самолетов дублируется: делают две пары педалей, две1, штурвальные колонки или ручки, которые связаны между собой; так, что отклонение рычага первого пилота вызывает такое же от-' клонение рычагов у второго пилота. Нормы летней годности граж- данских самолетов СССР регламентируют максимальные усилия-. 108
Р на рычагах управления. Они не должны превышать по абсолют- ному значению 350 Н при управлении самолетом по тангажу, 200 Н при управлении по крену и 700 Н при управлении по курсу. Уменьшить усилия и даже полностью снять нагрузку с рычагов управления можно с помощью аэродинамической компенсации. Для преодоления больших, превышающих физические возможности пи- лотов, усилий на рычагах'управления к системе управления под- ключают гидравлические или электрические приводы, которые называются усилителями (бустерами). В этом случае пило! управ- ляет усилителями, которые, в свою очередь, отклоняют рули. Систе- ма управления самолетов, предназначенных для длительных поле- тов, снабжается автопилотом, который облегчает пилотирование. Автопилоты с гироскопическими датчиками углового положения самолета, стабилизируя угол тангажа, обеспечивают движение с пос- тоянной высотой и скоростью, стабилизируя угол крена и рыска- ния,— движение в заданном направлении. Вопрос о необходимости включения автопилота решает пилот. Самый важный этап полета — посадка, особенно в условиях пло- хой видимости или отсутствии видимости земли (туман). Здесь управление по обычным пилотажным приборай невозможно. Ранее посадка в таких условиях запрещалась, и ее производили на бли- жайшем запасном аэродроме (как правило, в другом городе за сотни километров). В настоящее время созданы устройства, позво- ляющие совершать автоматическую посадку, без участия пилота и видимости земли. Автоматическое управление посадкой сводится к стабилизации траектории снижения, заданной в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Датчиками информации о режиме по- лета, скорости, высоте и местоположении самолета являются трубка Пито, радиовысотомер, радиомаяки и инерциальная система. Инерциальная система — это автономное навигационное устрой- ство, построенное по принципу интегрирования ускорений, замеряе- мых в некоторой стабилизируемой системе координат. Для решения навигационных задач на борту самолета устанавливают бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), позволяющую авто- матически управлять траекторией полета по заданной программе. Автоматизация систем управления (АСУ) приводит к постепенно- му отказу от механической проводки управления и переходу к электродистанционным проводным системам. Информация, посту- пающая в АСУ самолетом, формируется в виде электрических сиг- налов, которые реализуются приводами управления. При этом сис- тема управления значительно упрощается, получается более удобной и гибкой при монтаже на самолете. Устраняется вредное влияние на процесс управления трения, люфта в проводке, упругих деформаций конструкции и т. п. Информация, предназначенная для экипажа самолета, поступает на индикаторы приборной доски. Управление летательных аппаратов, совершающих полеты на больших высотах в сильно разреженной атмосфере, а также аппа- ратов вертикального взлета и посадки, когда аэродинамические силы, действующие на самолет, ничтожны и обычные аэродина- 109
Рис. 9.1. Схема привода руч- ного управления: 1 — кронштейн; 2 — регулиро- вочный болт ограничения от- клонения ручки; 3 —рычаг уп- равления клапаном торможения колес; 4 — ручка управления; 5 — труба ручки управления; б — рычаг крепления тяги управле- ния рулем высоты; 7— тяга; 8 — качалка Рис. 9.2. Штурвальная ко- лонка управления: /—штурвал; 2 — труба; 3 — ка- чалка управления элеронами; 4 —-тяги управления элеронами; 5—рычаг; в —тяга управления рулем высоты
мические рули не эффективны, осуществляется с помощью струй- ных или газовых рулей, дефлекторов и отклоняющихся двигателей. Струйные рули представляют собой реактивные сопла, к кото- рым подводится сжатый воздух от баллонов или от компрессоров двигателя. Управляющими в этом случае являются реактивные силы, возникающие в каждом сопле при истечении из него сжатого воздуха. Газовые рули имеют форму обычного аэродинамического руля, установленного в струе газов, вытекающих из сопла реактив- ного двигателя. Большая скорость истечения газов позволяет по- лучить значительные силы при сравнительно небольшой площади рулей. Так как рули омываются газами с высокой температурой, то материалом для их изготовления может служить керамика. Деф- лектор представляет собой устройство, отклоняющее реактивную струю газов. Изменение направления тяги двигателя путем поворо- та всей двигательной установки требует громоздких и сложных устройств, обладающих большой массой и инерционностью. При- вод рулевых устройств может быть гидравлическим, электрическим и пневматическим. Управление стабилизатором осуществляется чаще всего гидромо- торами через винтовую пару. При этом предусмотрены меры, пол- ностью исключающие возможность самопроизвольного увода стаби- лизатора. При выключенной системе управления стабилизатор надежно фиксируется в любом положении самотормозящейся резьбой винтовой пары. Стабилизатором управляют из кабины экипажа, а его положение контролируют по индикатору на прибор- ной доске. 9.2. ЭЛЕМЕНТЫ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ Рулем высоты и элеронами управляют при помощи ручки управления или штурвальной колонки. Ручка (рис. 9.1) пред- ставляет собой вертикальный неравноплечий рычаг с двумя степе- нями свободы, т. е. поворачивающийся вокруг двух взаимно перпендикулярных осей. При движении ручки вперед и назад от- клоняется руль высоты, при перемещении ручки влево и вправо (поворот вокруг оси а — а) отклоняются элероны. Независимость действия руля высоты и элеронов достигается размещением шарни- ра О на оси а — а. На тяжелых самолетах вследствие большой площади рулей высоты и элеронов увеличиваются нагрузки, потребные для откло- нения рулей. В этом случае самолетом удобнее управлять с помо- щью штурвальной колонки (рис. 9.2). Подобных колонок на само- лете две: одной управляет командир корабля, другой — второй пилот. Каждая колонка состоит из дюралюминиевой трубы, головки штурвала и нижнего узла — опоры штурвальной колонки, в торцах которого заделаны шарикоподшипники. В нижней части колонки имеется рычаг, к которому присоединены тяги управления рулем высоты. Тяги управления элеронами соединены с качалками, уста- 111
иовленными на кронштейнах. На каждой штурвале установлений кнопки управления связной радиостанцией, включения и отклю^ ния автопилота, самолетного переговорного устройства и нажимист переключатель управления триммером руля высоты. Ц Для управления рулем направления предназначены педалй? двух типов: перемещающиеся Ъ горизонтальной плоскости и ne-J ремещающиеся в вертикальной плоскости. Педали в горизонталь-j ной плоскости перемещаются по прямолинейным направляющими или на шарнирном параллелограмме, собранном из стальныж тонкостенных труб. Параллелограмм обеспечивает прямолинейное? перемещание педалей без их поворота, что необходимо для удоб$ кого и неутомительного положения ступни ноги пилота. Педали^ перемещающиеся в вертикальной плоскости, имеют верхнюю или. нижнюю подвеску. Положение педалей можно регулировать, под- гоняя под рост пилота. Пульт ножного управления (рис. 9.3) состоит из трех щек 1С$ между которыми на штангах 11, соединенных с трубой 8, подвеше* ны педали 6. Каждая педаль пальцем 13, проходящим внутри ос»- педали, связана с секторной качалкой 5. Верхняя часть секторный качалок тягами 4 и 3 соединена с рычагами горизонтальной тру- бы 2. На трубе 2 закреплен рычаг 7, к которому присоединена тяга /, идущая к рулю поворота. При нажатии, например, на левумк ттедалъ (от пплота), повернется секторная качалка 5, которая через тягу 3 вызовет поворот трубы 2 против часовой стрелки. Это дви- жение в свою очередь через тягу 4 вызовет поворот секторной ка- чалки правой педали в противоположную сторону. Пальцы служат для регулировки педалей по росту пилота. Регулирование выпол- няют следующим образом: пилот отжимает вбок рычаг защелки 12 и тем самым выводит палец 13 из зацепления с сектором 5. Пружи- на (на рисунке не показана) поворачивает педаль в сторону пилота. Проводка управления (рис. 9.4) может быть гибкой, жесткой либо смешанной. Гибкая проводка управления выполняется из тонких стальных тросов, диаметр которых выбирается в зависимости от действующей нагрузки и не превышает 8 мм. Так как тросы могут работать только на растяжение, то управление рулями в таком слу- чае выполняется по двухпроводной схеме. Отдельные участки тро- сов соединяются тандерами. Трос к тандерам и секторам крепится коушами (рис. 9.5). Для уменьшения провисания тросов на прямо- линейных участках используют текстолитовые направляющие, в местах перегиба троса устанавливают ролики с шариковыми под- шипниками. Жесткая проводка представляет собой систему жестких тяг и качалок. Качалки служат промежуточными опорами, которые необходимы для деления тяг на сравнительно короткие участки. Чем короче тяга, тем меньше вероятность вибраций. Но чем больше разъемов у тяг, тем больше масса проводки. 112
9 Рис. 9.3. Пульт ножного управления Рис. 9.4. Схема тросовой (а) и жесткой (б) проводок управления: 1 — педаль; 2 — ролик; 3 — трос; 4 — руль поворота; 5 —руль высоты; 6— качалка; 7 — элерон; 8 — тяги; 9 — штурвал / Рис. 9.5. Соединение тросов: I — тандер; 2 — коуш
Тяги 4 имеют трубчатое сечение, изготавливаются из дюралки миния, реже из стали. Тяги между собой; а также с качалками сой диняются наконечниками 5 (рис. 9.61/с одним или двумя ушкамй в которые вмонтированы шарикоподшипники, допускающие переко! между осями тяг. Отдельные наконечники имеют резьбу для воз^ можной регулировки длины проводки. Для повышения надежности управления каждая тяга иногда выполняется из двух труб, встав* a) Рис. 9.6. Типовой кронштейн с роликами (а) и узел с роликовыми направляющими тяг (б) 114
ленных одна в другую. Основная труба — наружная, внутренняя — дублер основной. Каждая труба в отдельности может полностью воспринять расчетную нагрузку, приходящуюся на эту тягу. Дос- тоинства жесткой проводки следующие: отсутствие вытяжки про- водки при эксплуатации, что исключает возможность образования люфтов; малые силы трения; высокая живучесть. Недостатки жест- кой проводки по сравнению с гибкой — большая масса и потреб- ность в значительных объемах для ее размещения. Гибкую проводку не следует применять при передаче больших усилий, а также в тех случаях, когда от управления требуется большая точность испол- нения. Для поддержания тросов управления и изменения их направле- ния применяют ролики 1, которые прессуют из текстолита-крошки и для уменьшения трения монтируют на шарикоподшипниках. Кронштейны 2 крепления роликов обычно литые из магниевых сплавов. Тяги жесткой проводки 2 монтируют на качалках 1 и роликовых направляющих 3. Качалки служат для изменения направления движения (рис. 9.7, а), а также для изменения усилий в тягах (рис. 9.7, б). Все качалки имеют шарикоподшипники, обычно до- пускающие незначительный перекос колец. Подобные подшипники исключают возможность заеданий от перекосов при неточностях монтажа или деформациях самолета. На участках, где тяги совершают прямолинейное движение, ус- танавливают роликовые направляющие. Больше двух роликовых направляющих на одной тяге ставить нельзя, так как при дефор- мациях самолета это приводит к заеданию проводки. Направляю- щие имеют фланцы крепления к фюзеляжу. В ушки направляющих, расположенных под углом 120° друг относительно друга, вмонтиро- ваны три шарикоподшипника, на наружные кольца которых напрес- сованы бандажные втулки. Между этими подшипниками и пере- мещается тяга. Управление механизацией крыла осуществляется или приводом с механической трансмиссией, или силовыми цилинд- рами гидросистемы самолета. При механической трансмиссии по- верхности управления перемещаются винтовыми механизмами, вращение которых от привода передается через угловые редукторы вращающимися валами. Каждая секция закрылка, интерцептора и другой отклоняющейся поверхности перемещается двумя винто- выми механизмами и силовыми цилиндрами. Приводом пилот уп- равляет дистанционно с помощью механической (тросовой) или электрической проводки. Для защиты трансмиссии от пефегрузки в нее включают огра- ничители крутящих моментов и эластичные муфты. По концам трансмиссии устанавливают датчики асимметрии поверхности уп- равления. Асимметричное перемещение, например в случае обрыва вала трансмиссии, может привести к крену самолета, который с помощью элеронов не всегда можно парировать. Система защиты от асимметрии сравнивает положение левых и правых поверхностей управления и при наличии разности отклонения выше допустимой 115
прерывает цепь управления приводами. В^лы трансмиссии телые имеют промежуточные опоры, гермовыводы в местах выхода из фюзеляжа в крыле, карданные соединения для компенсации 'И® точностей сборки и отклонения осей^ЛЗ систему управления мехашй| зацией входит также система сигнализации и контроля положений 9.3. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ С УСИЛИТЕЛЯМИ J С увеличением скоростей, размеров и массы самолетов нагруз^ ки на поверхности управления увеличиваются.. Однако усилия н«й рычаги, ограничиваемые физическими возможностями пилота, не? должны превышать определенных значений. При больших усилиях’ на органах управления' пилот не может действовать достаточно’ быстро, что ухудшает маневренность самолета. Утвердилось мне- ние, что мощная аэродинамическая компенсация и, следовательно, ручное управление, т. е. управление без усилителей, возможны только при скоростях полета, соответствующих числу М. не боль- ше 0,9. Отказ от использования воздушного потока для уменьшения нагрузок на органы управления пилота потребовал установки на самолете достаточно мощного источника вспомогательной энергии. Таким источником в большинстве случаев является самолетная гидросистема, приспособленная для питания бустеров (гидроусили- гелей); ~включенных в систему управления самолетом. Гидропри- вод в системах управления используется благодаря быстродейст- вию, малой массе, приходящейся на единицу мощности. При наличии гидроусилителей пилот управляет не рулями, а распреде- лительными устройствами гидропривода. Аэродинамический момент при отклонении руля пилотом не ощущается, он полностью пере- дается на конструкцию самолета через гидроусилитель, с появле- нием которого отпали трудности, связанные с аэродинамической компенсацией рулей. Отработка системы с гидроусилителями почти не требует летных испытаний и производится полностью на назем- ных стендах, что дает большую экономию времени и средств. Значительно упрощается применение автопилотов, так как при на- личии в системе гидроусилителей можно уменьшить мощность ру- левых машин автопилота. Некоторые конструкции гидроусилителей позволяют уменьшить и даже полностью устранить весовую балансировку рулей. Однако гидроусилители утяжеляют конструкцию самолета. Для изучения работы системы управления с гидроусилителями рассмотрим сис- тему управления рулями высоты самолета (рис. 9.8). Входным элементом, задающим движение, служит ручка управления 3 (или штурвальная колонка), которая находится в пилотской кабине. При движении ручки вперед и назад должны отклоняться рули высоты. Пусть ручка 3 отклоняется на пилота (на рис. 9, 8 влево). Это вызовет движение тяги 2 и поворот рычага обратной связи 1 вокруг нижнего шарнира Во. Для этого момента поршень силового 116
Рис. 9.8. Система управления рулем высоты с гидроусилителем: / — рычаг обратной связи: 2 — тяга управления; 3 — ручка управления; 4 — ограничитель хода золотника; 5 — поршень; S — управляющий золотник; 7 — руль высоты цилиндра 5 был заперт жидкостью цилиндрическими поясками уп- равляющего золотника 6. До начала первого этапа движения рычаг обратной связи 1 занимал положение Ao#o, а золотник 6 находил- ся в среднем положении и перекрывал проходные сечения окон а и б. Поворот рычага обратной связи 1 против часовой стрелки вок- руг точки Во приведет к смещению золотника 6 влево, тогда в расп- ределителе жидкости появятся две щели, через щель а жидкость под давлением начнет поступать в силовой цилиндр, через щель б жидкость из цилиндра будет вытесняться в полость слива. Под действием возникшего перепада давления в левой и правой полос- тях силового цилиндра поршень 5 приходит в движение, а его шток отклоняет рулевую поверхность. Момент начала движения поршня можно условно считать окон- чанием первого и началом второго этапа гидроусилителя на возму- щение со стороны входа. На втором этапе после окончания движе- ния ручки управления 3 точку Ai рычага 1 можно считать неподвижной. Поэтому рычаг 1 при движении поршня 5 вправо будет поворачиваться и перемещать золотник 6 в направлении, про- тивоположном тому, которое он занимал при отклонении ручки 3. В результате щели а и б начинают уменьшаться и полностью перек- роются, поступление жидкости в силовой цилиндр прекратится, и поршень 5 остановится. При повороте ручки 3 в противоположную сторону движение всех элементов гидроусилителя и руля будет происходить в обратном направлении. В действительности двух отдельных этапов движения следящего привода нет, поскольку оба 117
движения задающего устройства и исполнительного механизма’ происходят почти одновременно. Механические упоры ^ограничи-' вают максимальное отклонение золотника и, следовательно, мак- симальную скорость отклонения руля. Применяют две разновидности гидроусилителей систем управ- ления рулями: необратимые и обратимые. Необратимыми называют такие усилители, в которых нагрузка, приложенная к выходному звену (например, шарнирный момент руля), преодолевается сило- вым узлом и на ручку управления не передается. Описанная выше и приведенная на рис. 9.8 схема гидроусилителя необратимая. Для создания на ручке «чувства» управления ее нагружают с помощью специальных устройств. Простейшее из них — пружина с линейной зависимостью усилия от отклонения ручки. Однако такие устройст- ва не удовлетворяют пилотов, так как создают на органах управ- ления одинаковые усилия при минимальной и максимальной скоростях полета и легко могут стать причиной опасной перегрузки самолета при маневре. Распространение получили нагрузочные автоматы, создающие усилие в зависимости от скоростного напора и угла отклонения поверхности управления. Такие нагрузочные автоматы в сочетании с необратимыми усилителями дают возмож* ность выбора наилучших характеристик управляемости для любого самолета. Чтобы освободить пилота от утомительной необходимо- сти «держать» усилие, при ручном управлении загрузочное устрой- ство снабжается механизмом триммерного эффекта. Необратимые системы применяются в основном при больших нагрузках на органы управления и в тех случаях, когда нет необ- ходимости создавать на ручке ощущения нагрузки выхода, как, например, в случае управления передним колесом самолета, । На легких самолетах получили распространение обратимые системы управления, в которых обеспечивается передача извест- ной части аэродинамических нагрузок, действующих на рули, на ручку управления. Подобное управление с пропорциональной чув- ствительностью на ручке уменьшает возможность перегружения конструкции при различных эволюциях самолетов. Нагрузка от шарнирного момента может быть передана на ручку либо при по- мощи соответствующей рычажной системы обратной связи, либо гидравлическим способом. Для повышения надежности систем управления, снабженных гидроусилителями, применяют: разделение рулей на несколько секций, каждая из которых от- клоняется отдельным усилителем; установку на самолете нескольких автономных гидравлических систем, число которых обычно равно числу авиадвигателей; питание гидроусилителей раздельных секций рулей независимы- ми гидравлическими системами таким образом, чтобы при отказе одного усилителя для управления самолетом оставалась действую- щая часть секций рулей, которая обеспечит продолжение полета и посадку. В случае полного отказа гидравлической системы на не- которых самолетах предусмотрен переход на ручное управление, 118
при этом при многосекционных рулевых поверхностях может от- клоняться лишь часть поверхностей. Для того чтобы находящаяся в силовом Цилиндре усилителя жидкость не препятствовала ручному управлению, обе полости цилиндра сообщаются между собой через обводной клапан. При наиболее опасных повреждениях, например заеданиях золотниково- го распределителя, усилитель должен автоматически отключаться от системы управления для предотвращения ее заклинивания. Стремление повысить экономичность транспортных самолетов при- водит к увеличению -их размеров и взлетной массы, которая уже сейчас приближается к 450 т. Следует заметить, что моменты, соз- даваемые поверхностями управления по мере увеличения массы самолетов, становятся все менее эффективными по сравнению с моментами инерции конструкции, поэтому реакция самолета на отклонения поверхностей управления становится неприемлемо ма- лой. В связи с этим можно ожидать в будущем коренных изменений методов управления большими самолетами. Глава 10 ШАССИ САМОЛЕТА 10.1. СХЕМЫ ШАССИ Для устойчивого положения самолета на земле необходимы минимум три опоры. В зависимости от расположения опор относи- тельно центра тяжести самолета различают следующие основные схемы (рис. 10.1): с хвостовой опорой, с передней опорой и вело- сипедное шасси. У шасси с хвостовой опорой основные опоры рас- положены впереди центра тяжести самолета симметрично относи- тельно его продольной оси, а хвостовая опора позади центра тяжести. У самолета, оснащенного шасси с передней опорой, основные споры расположены позади центра тяжести самолета симметрично относительно его продольной оси, передняя опора расположена в плоскости симметрии самолета впереди центра тяжести. У самолетов с шасси велосипедного типа центр тяжести находит- ся примерно на равном расстоянии от колес или колесных тележек, которые располагаются в продольной плоскости самолета одно по- зади другого. Боковые опоры, расположенные на концах крыла, ударную нагрузку при посадке и взлете не воспринимают. Боковые опоры поддерживают крыло при кренах самолета во время сто- янки и рулении по аэродрому. Шасси велосипедного типа применя- ют на самолетах с тонким профилем крыла (шасси убирается в -фюзеляж, а небольшие боковые опоры в крыло). 119
Наиболее широко распространено на современных самолетах шасси с передней опорой, что объясняется следующими преиму- ществами: -возможностью приземления на большей скорости по сравнению с самолетом, имеющим шасси с хвостовой опорой, так как при этом носовая стойка предохраняет самолет от «капота» (заваливания на нос), более энергично тормозятся колеса, предотвращается и «козление» самолета (центр тяжести располагается впереди основ- ных колес) и при приземлении на основные колеса угол атаки и коэффициент Су крыла уменьшаются; хорошей путевой устойчивостью при пробеге и разбеге; горизонтальным положением оси фюзеляжа обеспечивается хо- роший обзор экипажу, создаются удобства для пассажиров, об- легчается загрузка самолета, реактивные двигатели размещаются горизонтально и газовая струя не разрушает покрытия аэродрома. Но схема шасси с передним колесом не лишена недостатков: сло- жность передвижения по мягкому и вязкому грунту, так как зары- вается» переднее колесо, большая опасность при посадке с пов- режденной передней опорой, большая масса конструкции, труд- ность обеспечения значительного объема в передней части фюзе- ляжа для уборки колеса. 10.2. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Для обеспечения необходимой устойчивости и маневренности самолета во время движения его по взлетно-посадочной полосе (ВПП) опорные точки шасси должны быть размещены на опреде- ленном расстоянии друг от друга и от центра тяжести самолета. 120
Основные величины, характеризующие расположение опорных то- чек самолетов, следующие: колея, база, высота шасси, угол сто- янки и угол выноса основных колес относительно вертикали само- лета (рис. 10.2). Колея шасси Ь, т. е. расстояние между центрами площадей кон- тактов основных колес с землей определяет поперечную устойчи- вость самолета и легкость маневрирования его по земле. Чем ши- ре колея, тем меньше возможность опрокидывания самоле- та на крыло и тем лучше управление самолета на земле с помощью тормозов. Однако устойчивость пути при этом ухудшается, так как самолет становится более чувствительным ко всяким неровностям аэродрома. При недостаточно широкой колее самолет при взлете и посадке с креном может коснуться концом крыла земли. У сов- ременных самолетов колея шасси обычно составляет 0,15—0,35 размаха крыла, а колея самолетов с небольшим удлинением крыла (Л<4,5) —0,5 размаха. < Высота шасси самолета// — расстояние от земли до центра тяжести самолета. Для самолетов с поршнесыми и турбо- винтовыми двигателями высота шасси выбирается из условия, что при горизонтальном положении базовой линии самолета расстоя- ние от концов лопастей воздушных ^.винтов при полном обжатии пневматиков колес и амортизационных стоек до поверхности аэрод- рома должно быть не менее 50 см. У самолетов с газотурбинными двигателями высота шасси при- нимается минимальной, при условии выдерживания угла ф в пре- делах, обеспечивающих посадочный угол атаки крыла аПос. Угол ф называют углом опрокидывания. Для самолета с передним колесом Ф — это угол между плоскостью, касательной к основным колесам шасси и хвостовой опоре, и землей при стоянке самолета Т = йдос акр fl» где апос — угол атаки при с„пос; о'кр — угол установки крыла, т. е. угол между корневой хордой крыла и ба- зовой линией фюзеляжа; <Р1 — стояночный угол самолета. База шасси В — расстояние между центрами колес основных и передних (хвостовых) опор. Для шасси с передней опорой выгод- нее базу делать возможно большей, так как при этом уменыпает- Рис. 10.2. Основные параметры шасси самолета 121
ся опасность опрокидывания самолета через нос. Ьаза определяет! нагрузку на переднюю или хвостовую опору, и чем больше базаД тем нагрузка на вспомогательную опору меньше. База шасси сов- * ременных самолетов составляет 20—40% длины фюзеляжа. База , шасои с хвостовой опорой особого значения не имеет, она выби- рается из условий получения необходимого угла стоянки, а также малой нагрузки на хвостовую опору. Стояночный угол самолета <pi—угол между продо- льной осью самолета и горизонтом. Для шасси с передней опорой он составляет 0—4°, а для шасси с хвостовой опорой qpi = anOc—«'кр- Для шасси с передним колесом большое значение имеет угол вы* носа шасси назаду — угол между вертикалью и плоско- стью, проходящей через центр тяжести самолета и точки касания основных колес шасси с землей при стоянке самолета и необжа- тых амортизаторах. Этот угол должен быть минимальным для умень- шения нагрузки на переднюю опору, но в то же время достаточным для предохранения от опрокидывания самолета на хвост при лю- бой посадке. Поэтому угол у=ф4-(1—2)°, где <р — угол опрокиды- вания. 10.3. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ШАССИ ----При стоянке между поверхностью аэродрома и опорами само- лета возникают реакции взаимодействия. Силы реакции земли (рис. 10.3) направлены вертикально вверх и равны в сумме весу самолета . 7?иер + 27?оск = G, где /?пер — стояночное усилие на переднюю стойку; 7?осн — стояночное усилие на основную стойку. Значения /?Пер и Rocn зависят от соотношений расстояний от цент- ра тяжести самолета до передней и основных стоек Япер = Q[б/(а + б)], 2/?Осн = G[a/(a + б)]. Обычно сила, приходящаяся на переднюю стойку, составляет 6— 9% от веса, а на заднюю стойку при схеме шасси с хвостовой опо- рой 10—15%. Рис. 10.3. Нагрузки, действующие на шасси самолета: a — на стоянке; б — при приземлении; в— при разбеге; г—при посадке со сносом 122
При движении самолета силы реакции земли действуют наклон- но к горизонту. При торможении колес и набегании их на неровно- сти горизонтальная составляющая, направленная назад, увеличи- вается (см. рис. 10.3, бив), при посадке самолета со сносом или резком его развороте на земле появляются боковые составляющие реакции земли (см. рис. 10.3, а), при этом внешняя стойка всегда нагружается больше внутренней. Расчетные нагрузки на стойки шасси больше усилий, воспри- нимаемых на стоянке, так как при приземлении и движении само- лета появляются дополнительные инерционные силы. Шасси на прочность рассчитывают с учетом эксплуатационных перегрузок /гп и запаса прочности f. Значения и f в соответствии с нормами прочности могут достигать 2,6—3,5 и 1,5—1,65 соответственно. При посадке самолета на три точки расчетные нагрузки на шасси оп- ределяются как ^?р.осн = ^э/^осн» ^?р.иер = Яэ/^иер- 10.4. ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ И СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ШАССИ Основными частями .шасси являются: колеса, лыжи или гусени- цы, амортизаторы, боковые, задние или передние подкосы, замки, запирающие опоры в выпущенном или убранном положениях, подъ- емники, обеспечивающие уборку и выпуск опор. Неубирающееся шасси в настоящее время применяется редко, подъемника и замков не имеет. По конструктивно-силовым схемам шасси можно разделить на ферменные, балочные и ферменно-балочные. Ферменное шасси (рис. 10.4) образует пространственная ферма, к которой крепится ось колес. Стержни фермы, в число которых входит и амортизационная стойка, воспринимают усилия сжатия и растяжения. Несмотря на малую массу и конструктивную просто- ту, ферменное шасси в настоящее время применяется редко и толь- ко на самолетах малых скоростей, так как уборка такого шасси чрезвычайно затруднена. Балочное шасси (рис. 10.5) представляет собой консольную балку, верхний конец которой крепится к крылу или фюзеляжу. На нижнем конце балки крепится колесо или лыжа. Стойка шасси под действием силы реакции земли работает на сжатие и ^изгиб. Максимальный изгибающий момент будет-в узле крепления, поэто- му узел крепления стойки к самолету должен быть достаточно мощ- ным. Ферменно-балочное шасси (рис. 10.6) состоит из одной (одно- стоечное) или двух (двухстоечное) консольных балок, подкреплен- ных подкосами. Установка подкосов разгружает стойку от изгиба- ющих моментов, боковой подкос — от момента, создаваемого боко- вой силой, а передний или задний — от действия момента силы, на- правленной вдоль оси самолета. Ферменно-балочные шасси полу- чили наибольшее распространение. 123
Рис. 10.4. Шасси ферменного типа: 1 — узел крепления полуоси к пе- реднему подкосу; 2 — узел крепле- ния заднего подкоса к переднему подкосу; 3 — амортизатор; 4—пе- редний подкос; 5 — задний подкос; 6 — узел крепления передних под- косов к фюзеляжу; 7 — узел креп- ления задних подкосов к фюзеля- жу; 8—узел крепления амортиза- тора Рис. 10.5. Балочное шасси: 1 — створка; 2 — цилиндр управле- ния закрытием (открытием) створ- ки; 3 — цилиндр уборки (выпуска) шасси; 4 — балка (стойка); 5 — ко- лесо Для самолетов с большой полетной массой серьезной стано- вится проблема уменьшения удельной нагрузки на грунт, так как проходимость самолета по грунту обратно пропорциональна ей. С увеличением числа колес шасси опорная поверхность увеличива- ется. Применение многоколесного шасси способствует также повы- шению энергоемкости тормозов и уменьшает опасность аварии при проколе одного из пневматиков. Поэтому широкое применение по- 124
лучили шасси со спаренным кре- плением колес на тележке. Наи- большее распространение получи- ли многоколесные тележки с чис-* лом колес от четырех до восьми. Так, на самолете Ил-86 шасси с тремя основными стойками и од- ной передней имеет 14 колес. Встречаются самолеты, у которых для увеличения проходимости шасси имеют несколько колес, расположенных вдоль фюзеляжа в один или два ряда. Широкое применение в по- следние годы получило шасси с рычажной подвеской колес. У та- кого шасси (см. рис. 10.5) ось колеса располагается не непо- средственно на амортизационной стойке, а на конце вильчатого ры- чага, который прикреплен к жест- кой стойке. С подвижной деталью Рис. 10.6. Ферменно-балочное шасси: / — замок убранного положения; 2 — рас- пор-замок выпущенного положения; 3 — складывающийся подкос: 4 — амортиза- ционная стойка: S — подкосы силовой фермы; 6 — гидроцилиндр уборки-выпуска шасси; 7 — стойка силовой фермы амортизатора — штоком — виль- чатый рычаг соединяется шарнир- но с помощью шатуна. Благодаря шарнирному соединению аморти- затор воспринимает только осе- вые нагрузки, и изгиб штока амортизатора, таким образом, исключается. Рычажная подвеска позволяет амортизировать не только вертикальные, но и горизон- тальные силы. Рычажная подвеска позволяет значительно умень- шить потребный ход амортизатора и высоту стоек шасси. Шасси самолета может быть убирающимся в полете и неуби- рающимся. Конструкция убирающегося шасси значительно слож- нее неубираюшегося, у него также больше масса за счет механиз- мов подъема и выпуска как самих шасси, так и створок отсеков и люков, предназначенных для убранного шасси, замков и сигнали- зации убранного и выпущенного положений. В то же время аэро- динамическое сопротивление самолета с убранным шасси уменьша- ется на 20—35% по сравнению с самолетом, шасси которого не уби- рается. Считают, что для самолетов, у которых удельная нагрузка на крыло превышает 1 кПа, выгодно применять убирающееся шасси. Шасси убирают в крыло, гондолы двигателей и фюзеляж. Ино- гда для уборки основных опор шасси используют специальные гон- долы, расположенные на крыле. На самолетах с двумя — четырьмя двигателями на крыле основ- ные опоры чаще всего убираются в отсеки гондол двигателей впе- ред или назад и реже вбок (в крыло или фюзеляж). При «чистом* крыле, т. е. когда двигатели устанавливают на фюзеляже и основ- 125
ные опоры крепят на крыле, целесообразно опоры убирать в бок п<1 размаху, в этом случае стойки убираются в крыло, а колеса — и ниши фюзеляжа. Хвостовые и передние опоры шасси, закреплен! ные в фюзеляже, убираются в его отсеки. Переднюю опору жела^ тельно убирать в сторону, противоположную направлению уборки] основных опор (например, если основные опоры убираются впе- ред, то передняя опора должна убираться назад), что обеспечива- ет наименьшее изменение центровки самолета при убранном и вы- пущенном шасси. Хвостовые опоры обычно убираются с незначи- тельным перемещением их центра тяжести по продольной оси са- молета и заметного влияния на изменение центровки самолета не оказывают. Механизмы уборки и выпуска шасси приводятся в действие ги- дравлическими, газовыми и электрическими приводами. Для каж- дой опоры шасси предназначен самостоятельный силовой механизм. Подкосы и фермы воспринимают лобовые и боковые нагрузки, действующие на опору шасси, а также скручивающие моменты, воз- никающие при разворотах самолета на земле. Подкосы изготавливают из высококачественных стальных труб или штампованных профилей и реже — из легких сплавов. На кон- цах подкосов приваривают ушки крепления к узлам самолета и к узлам стоек шасси. Некоторые подкосы делают «ломающимися» для обеспечения уборки и выпуска шасси. В таких подкосах для исключения их самопроизвольного складывания при выпущенном положении шасси в шарнир устанавливают замок. Для устранения динамического влияния лобовых нагрузок на колеса в конструкцию задних подкосов иногда включают гасители продольных колеба- ний. Гаситель представляет собой цилиндр с поршнем двухсторон- него действия, удерживаемый пружиной или сжатым газом в опре- деленном положении. При лобовом ударе колеса’пружина или газ сжимаются, и это позволяет колесам отклоняться назад. Жидкость имеющаяся в гасителе, при этом перетекает из одной полости цилинд- ра в другую через калиброванное отверстие малых размеров и га- сит энергию удара. Фермы сваривают или собирают на болтах из стальных труб и реже из профилей. На фермах имеются узлы крепления к фюзе- ляжу или крылу, амортизационным стойкам, а в некоторых слу- чаях— узлы для крепления подъемников, обеспечивающих уборку и выпуск шасси. Колеса служат для передвижения самолета на земле и воспри- нимают часть энергии ударов. Работа, воспринимаемая колесом, ^кол=(^ кол®)/2, где Ркол — сила, действующая на колесо; б — обжатие пневматика. Колеса основных опор должны быть обязательно оборудованы тор- мозами. Лишь на небольших нескоростных самолетах основные опоры могут оснащаться нетормозными колесами. Колесо состоит из обода (барабана), ступицы и пневматика (рис. 10.7). На обод 126
Рис. 10.7. Колесо шасси (а) и камерный тормоз (6): / — барабан; 2 — реборда; 3 — ступица; 4 — тормоз; 5 — тормозная рубашка; 6 — пневматик; 7 —тормозные колодки; 8 — резиновая камера; 9 — корпус тормоза; 10 — пружина надевают пневматик, состоящий из покрышки и камеры. Для уп- рощения установки пневматика барабан колеса делают разъемным или на ободе устанавливают легкосъемную реборду. Обычно коле- са отливают из легких сплавов, барабан и ступицу выполняют как одно целое. В последнее время стали изготавливать колеса штам- пованием, что значительно повысило их прочность при незначитель- ном увеличении массы. Колесо к стойке шасси крепится на оси на двух конических радиально-упорных роликовых подшипниках. На- ружные обоймы подшипников запрессовывают в гнезда ступицы, а внутренние обоймы с роликами монтируют на оси и затягивают гайкой. Подшипники для предохранения от засорения и вытекания смазки с внешней стороны закрывают сальниками, состоящими из металлической обоймы и войлочного кольца. Колеса к самолету под- бирают по каталогу в зависимости от стояночной нагрузки 7?пер и ^осн- Чем меньше размеры колес, тем легче разместить их при убор- ке шасси, но при этом ухудшается проходимость шасси. Распрост- раненные размеры колес: диаметр 600—1 600 мм, ширина 200— 550 мм. Давление в пневматиках изменяется от 0,25 МПа (пневма- тик низкого давления, рассчитанный на посадку на грунт) до 1,3- МПа (пневматик высокого давления). Камера пневматика представляет собой герметичную замкну- тую резиновую оболочку в форме кольца. Она имеет вентиль с обратным воздушным клапаном, который позволяет наполнять ка- меру сжатым воздухом, а также регулировать и проверять дав- ление. 127
Покрышка нетормозных колес гладкая, а у тормозных — с рЯ сунчатой беговой дорожкой. Покрышки изготавливают из больше го числа (8—22) слоев льняной или искусственной кордовой ткя ни с резиновой прослойкой между ними. Для придания прочност! в борта покрышки заделывают кольца жесткости, изготовленные из проволоки. Начинают выпускать прокрышки с металлически! кордом, что увеличило их прочность и позволило снизить ДО МИН Ий мума толщину покрышек, обеспечив их гибкость. Используют так! же бескамерные пневматики, которые имеют улучшенную гермети4| ность, меньшую массу по сравнению с обычными пневматикамю облегчают монтаж. Кроме того, при поворачивании покрышки от' носительно обода колеса, что иногда бывает при резком торможе^ нии, устраняется опасность среза вентиля зарядки камеры. * При эксплуатации самолетов с заснеженных аэродромов шасс^ иногда оборудуются лыжами, которые позволяют уменьшить у дель-, ную нагрузку на грунт, а поэтому улучшают проходимость самоле- та. Наиболее эффективное устройство для повышения проходимо- сти самолета — гусеницы. Однако широкому распространению гусе- ничного шасси препятствуют их большая масса, сложность, малая надежность ходовой части, также трудности, связанные с уборкой гусениц в полете. Тормоза служат для поглощения части кинетической энергии. Кинетическая энергия самолета в момент приземления Л = («посИ,^с)/2, где Удое — посадочная скорость; ^пос — масса самолета при посадке 8 течение 15—30 с посадочного пробега требуется рассеять огром- ную энергию движения. Часть энергии затрачивается на аэродина- мическое сопротивление, часть — на сопротивление колес перека- тыванию, а большая часть (до 70%) рассеивается в виде тепла тормозами колес. Применение тормозных колес позволяет сокра- тить длину пробега самолета и резко уменьшить размеры аэродро- мов. Колеса с тормозами улучшают маневренность самолета на земле и позволяет производить опробование двигателей без под- кладывания колодок под колеса. Повышение эффективности тор- мозов достигается установкой автоматов, предупреждающих скол ьжение (юз) колес шасси, что уменьшает длину пробега самоле- та и сохраняет покрышки, снижая их износ. Гарантированный тор- мозной момент должен обеспечивать при посадке замедление са- молета с ускорением 0,2#, удерживать самолет на стоянке при ук- лоне 1:10, торможение на стоянке в течение 24—48 ч, быстродей- ствие 14-1,5 с (быстродействие — время от начала торможения до достижения максимального тормозного момента). Тормозной мо- мент должен быть пропорционален управляющему сигналу. Тормозные устройства колес бывают колодочные, дисковые н камерные с гидравлическими, электрическими, воздушными и ме- ханическими .приводами. 128
Основной элемент конструкции колодочных тормозов — колодка, представляющая собой деталь таврового сечения, отлитую из лег- кого сплава, и тормозной барабан, жестко скрепленный ободом ко- леса. К колодке крепят тормозную ленту из пластмассы с высо- ким коэффициентом трения и повышенной теплостойкостью. Коло- док может быть одна, две, три и больше, которые монтируются на корпусе тормоза. Последний крепится неподвижно на оси колеса. При торможении колодки прижимаются своей поверхностью к тор- мозному барабану и создают тормозной момент. Тормозной момент в камерных тормозах создается в результате трения между тормозными колодками и тормозным барабаном ко- леса. Колодки при торможении перемещаются в радиальном на- правлении под действием давления воздуха или жидкости, посту- пающих в резиновую камеру, и по всей окружности прижимаются к тормозному барабану колеса. Когда давление в камере понижа- ется, пружины, вставленные в колодки, отодвигают последние от барабана. Камерные тормозные устройства имеют малую массу, работают плавно без заклинивания, отличаются простотой изготов- ления и эксплуатации, имеют равномерный износ тормозных коло- док, но мало надежны вследствие быстрого разрушения камеры и сравнительно маломощны. Дисковые тормоза на тяжелых самолетах применяют чаще дру- гих, так как по сравнению с колодочными и камерными обладают при равных размерах колеса большим тормозным эффектом, более надежны, не требуют сложной и трудоемкой работы по регулировке зазоров, обеспечивают плавное торможение. Лучшая изолирован- ность тормоза от обода уменьшает возможность разрушения каме- ры пневматика от воздействия высоких температур при перегреве тормоза. Колеса с дисковыми тормозными устройствами тормозятся тре- нием между неподвижными дисками, закрепленными на корпусе тормоза, и дисками подвижными, вращающимися вместе с колесом, с которым-эти диски сцеплены и могут перемещаться в направ- лении оси ступицы колеса. Дисковый тормоз (рис. 10.8) состоит из корпуса тормоза и коль- цевого поршня, тормозных и прижимного дисков. При подаче давле- ния жидкости в кольцевую полость тормоза поршень начинает пе- ремещаться, при этом устраняется первоначальный зазор между ди- сками и прижимной диск сжимает весь пакет дисков. При вращении колеса благодаря прижатию дисков друг к другу возникают силы трения и, следовательно, тормозной момент. При сбросе давления в кольцевой полости прижимной диск и поршень возвращаются в исходное положение (колесо растормаживается) под действием пружин узла растормаживания (узел растормажи- вания на рисунке не показан). Осуществить предельно эффектив- ное торможение можно в том случае, если в процессе тормозного пробега соблюдается условие — тормозной момент изменяется в соответствии с законом изменения предельной силы сцепления шины с грунтом. 5—1868 129
/ — канал подвода жидкости; 2—корпус тормоза; 3 — корпус колеса; 4 — подвижный диск; 5 — неподвижный диск; б— кольце- вая регулировочная шайба; 7 — кольцевой диск; 8— кольцевой поршень; 3 —резино- вое кольцо тельной кинетической энергией лет не имеет амортизационных Сила Feu зависит от вер£| калькой нагрузки на колесо коэффициента- трения шины Я грунтом ftp Fcn=frPR. Верта кальная нагрузка на колесо — ва личина переменная, изменяющая ся от нулевого значения в момезд касания колеса о посадочную па лосу до максимального значения при стоянке самолета. Перемер ное значение имеет также коэфЗ фициент трения /Тр, зависящий (и посадочной полосы — грунт, бы тон, лед, снег и пр. Пилот не в сот стоянии оценить значение FC4 npg пробеге самолета, поэтому т»рмо] жение колес неэффективно. В этом случае происходит либо переторь можение, когда колесо заклинива* ется тормозом и, не вращаясь, скользит по посадочной полосе (юз коЛеса), либо неполное тор- можение. ---Длнповышення эффективно- сти торможения самолеты обору- дуют автоматами торможения — устройствами, которые позволяют автоматически поддерживать мо< мент торможения колес равным моменту сцепления шин о поса- дочную полосу. В результате зна- чительно сокращается длина про- бега и уменьшается износ по.кры- шек колеса. Амортизаторы — устройства, предназначенные для поглощения кинетической энергии удара при посадке и движении самолета по неровностям аэродрома. При по- садке самолет может иметь доста- точно большую вертикальную ско- рость и поэтому обладает значи- Если представить себе, что само- устройств и совершает посадку на твердую полосу, то согласно закону сохранения энергии при ударе должна быть произведена работа A = PS, равная кинетической энергии самолета. Но так как путь S, вызванный деформацией по- садочной полосы и конструкции самолета, невелик, то сила Р ока- жется достаточно большой и может привести к разрушению само- 130
лета. Сила Р, нагружающая шасси, как это видно из предыдущей формулы, будет тем меньше, чем больше путь.5, на котором совер- шается эта работа, поэтому необходимо растянуть процесс гашения скорости Vv от начального его значения до Vy=Q. Последнее до- стигается обжатием амортизационной системы, состоящей из пнев- матиков и амортизаторов. Обычно на долю амортизационных сто- ек (амортизаторов) приходится большая доля энергии удара, мень- шая часть энергии поглощается пневматиками. Предположим, что амортизационная система выполнена в виде абсолютно упругой пружины. В первый момент соприкосновения амортизатора с посадочной полосой сила взамодействия равна ну- лю. Через мгновение пружина начнет сжиматься и сила взаимодей- ствия будет расти пропорционально сжатию пружины. На элемен- тарной длине обжатия AS работа ДЛ=РамД5. Сжатие пружины за- кончится в тот момент, когда на работу сжатия будет затрачена вся кинетическая энергия, т. е. когда (т^у)/2 = ЕРамА5. Зависимость нагрузки на амортизатор Рам от его обжатия 5 представлена на рис. 10.9, а. Заштрихованная площадь abed в мас- штабе представляет собой работу, совершаемую пружиной при об- жатии AS, а площадь треугольника CMSmax будет равна работе переменной силы сжатия пружины = 0,5Р maxima* • Если пружине дать предварительную затяжку и уменьшить в то же время ее жесткость, то при том же ходе пружины Smai амо- Рис. 10.9. Диаграммы работы амортизаторов 5* 131
ртизатор способен «поглотить» значительно большую работу, вьфЛ жаемую площадью трапеции OBASmai. Можно представить себе идя альный амортизатор, который имеет предварительную затяжк^Я равную максимальной силе сжатия пружины с уменьшенной до ну1 ля жесткостью (такая пружина в несжатом положении должна быть бесконечной длины). Этот идеальный амортизатор будет и меты прямоугольную диаграмму и его энергоемкость Адеал — Ртя^тлх. | Отношение работ (площадей диаграмм) реального амортизаторам и идеального называется коэффициентом полноты диаграммы амор-^j тизатора | ria« = ^реал/^ндеал = '4реал/(^> max^max)- j Чем больше работа реального амортизатора, тем больше полнота, диаграммы. Первоначальная затяжка амортизатора, т. е. создание; начального усилия в амортизаторе, с которого он начнет обжи-, маться, повышает коэффициент полноты диаграммы т]ам, что позво- ляет уменьшить ход амортизатора, необходимый для «поглощения» нормированной работы А. Усилие начальной затяжки обычно не- сколько меньше стояночного усилия амортизатора (чтобы на сто- янке амортизатор был обжат на небольшую величину). От значе- ния усилия начальной затяжки зависит качество амортизации: чем оно больше, тем амортизация жестче, чем усилие меньше, тем амортизация мягче. В качестве упругого элемента, в амортизаторе может быть ис- пользован сжатый воздух. Представим себе, что амортизатор вы- полнен в виде цилиндрической стойки с поршнем и штоком. Под- вижной поршень в цилиндре образует герметически закрытую ка- меру. Зависимость между давлением воздуха р в цилиндре и его объемом V выражается уравнением политропы pVn ~const, где л —показатель политропы, близкий к значению 1,4. Под действием внешней силы — реакции земли — амортизацион- ная стойка начнет укорачиваться, причем, чем больше нагрузка, тем больше обжатие. Работа в этом случае «поглощается» благодаря сжатию воздуха. Диаграмма работы такого амортизатора имеет вид кривой О А (рис. 10,9, б), называемой политропой. Приведенные выше рассуждения относительно пружинного амор- тизатора в равной мере относятся и к воздушному. Применяя пред- варительную зарядку амортизатора сжатым воздухом, можно по- глотить большую работу с меньшим ходом стойки. Диаграмма ра- боты в этом случае имеет вид кривой СД. Отрезок ОС в масштабе показывает усилие предварительной за- тяжки амортизационной стойки где р0 — начальное давление при свободном состоянии штока; F—площадь поршня. 132
Заштрихованная площадь выражает работу, воспринимаемую амортизационной стойкой. Оба описанных амортизатора имеют один существенный недостаток — малый гистерезис. Что такое гистере- зис и каково его влияние на работу амортизаторов? Кинетическая энергия, затраченная на обжатие амортизаторов, накапливается в форме потенциальной энергии их деформации. Ко- гда внешняя энергия полностью израсходована, обжатие аморти- затора прекращается, и сразу же начинается обратный процесс. Идеально упругая амортизация отбросила бы самолет на ту же вы- соту, с которой он «упал», и затем «прыжки» продолжались бы бесконечно долго. Однако в действительности высота «прыжка» бу- дет меньше высоты «падения», так как часть энергии перешла из механической в тепловую и рассеялась. Превращение части механической энергии в тепловую и рассеи- вание последней называется механическим гистерезисом, или про- сто гистерезисом. Отношение рассеянной энергии к поглощенной при ударе амортизационной системы называют коэффициентом ги- стерезиса амортизации. Если гистерезис мал, то самолет будет сильно подбрасывать вверх. Но полное поглощение всей энергии при прямом ходе также недопустимо, так как в этом случае амортиза- ционная стойка превратилась бы в жесткий стержень, не способный воспринимать повторные удары, возможные при рулежке, пробеге после посадки и разбеге перед взлетом. Поэтому нужно найти при- емлемое значение гистерезиса, которое зависит от конструкции амор- тизатора. На рис. 10.9, в показана диаграмма работы амортиза- тора с гистерезисом. Площадь ОаЬсО в некотором масштабе пред- ставляет работу, поглощенную амортизатором при сжатии; пло- щадь OdecO— работу, возвращенную амортизатором при разжа- тии; площадь dabed — работу, рассеянную амортизатором. Как стальная пружина, так и воздух одинаково невыгодны для конструкции амортизаторов, у них очень малый гистерезис. В сов- ременной авиации наибольшее распространение получили жидкост- но-газовые амортизаторы, в которых находится дозированное ко- личество жидкости и азота или воздуха под определенным давлени- ем. Сжатый газ является упругим элементом амортизатора, а жид- кость— поглотителем энергии, увеличивающей гистерезис аморти- зационной стойки. В подобном амортизаторе при прямом или обратном ходе стой- ки жидкость проталкивается через калиброванные отверстия. Си- ла, потребная для проталкивания жидкости, зависит от гидравли- ческого сопротивления, которое, в частности, пропорционально пло- щади сечения проходного отверстия и квадрату скорости перетека- ния. Учитывая, что начальная и конечная скорости движения стой- ки равны нулю, то усилие на проталкивание жидкости в эти момен- ты равно нулю. На рис. 10.9, г показана диаграмма работы толь- ко жидкости в амортизационной стойке. Кривая 1 характеризует работу жидкости при прямом ходе стойки, кривая 4— работу жид- кости при обратном ходе. Эти две кривые образуют замкнутую пет- леобразную линию, которая так и называется петлей гистерезиса. 133
Площадь, заключенная в петле гистерезиса, в известном масштаб^ выражает «поглощенную» амортизатором работу. Характер кривых зависит от значения Vv, от которого в свою? очередь зависит скорость проталкивания жидкости: чем сильнее удар о землю, тем больше скорость движения поршня, тем больше гистерезис. Кроме того, на характер кривых оказывает влияние пло- щадь сечения проходного отверстия. При уменьшении его площади кривая 2 пойдет выше, при увеличении площади кривая 3 пойдет ниже. Обычно площадь отверстия составляет 2% от площади пор- шня. Время прямого и обратного хода должно быть не более 0,8 с, чтобы амортизатор был готов воспринять последующие удары. Пропуская через отверстие профилированную иглу, можно ме- нять площадь сечения отверстия желаемым образом, чтобы полу- чить нужный характер кривых. Обычно профиль иглы выбирают так, чтобы в начале хода, когда скорость движения поршня велика, площадь отверстия была большей, а затем по мере сокращения стойки и понижения скорости движения поршня уменьшалась и пло- щадь отверстия. Увеличению гистерезиса в реальной стойке способствует работа сил трения букс и уплотнительных манжет. Опыты показывают, что сила трения составляет ~20% от полной нагрузки на амортиза- тор. Истинная характеристика жидкостно-газовой стойки представ- ляет собой комбинацию работ газа, жидкость и трения (рис. 10.9, д) Здесь кривая atnb — характеристика работы газа при прямом и об- ратном ходе; кривые anb и bda — соответственно характеристики работы жидкости при прямом и обратном ходе; кривые 1 и 2 — соответственно характеристики работы жидкости с учетом сил тре- ния манжет и букс при прямом и обратном ходе. Заштрихованная площадь жзик выражает работу, «поглощенную» амортизаторами (гистерезис), за прямой и обратный ходы стойки. Жидкостно-газовые амортизаторы (рис. 10.10) представляют со- бой телескопически соединенные цилиндрические части, образую- щие рабочую камеру. Обычно верхняя часть амортизатора 6 непод- вижно крепится к самолету, а ко второй, подвижной 5, присоеди- няется ось для колес. Для предотвращения (у некоторых стоек для ограничения) поворота подвижных частей амортизатора вокруг вертикальной оси служит двухзвенник шасси (шлиц-шарнир). Ра- бочая камера стойки делится на две полости диафрагмой 3 с калиб- рованным отверстием. Внутренняя полость стойки заполняется до- зированным количеством жидкости и газа под давлением. Вяз- кость жидкостей, заливаемых в стойку, должна изменяться незна- чительно при колебаниях температуры, окружающей среды, чтобы уменьшить влияние вязкости на работу амортизатора. Начальное давление газа в амортизационных стойках обычно колеблется от 1,5 до 5 МПа. Герметичность телескопического соединения достигается уста- новкой уплотнительных манжет из кожи (резины, эластичной пластмассы). В полете амортизационная стойка под действием дав- ления газа разжата. При посадке самолета и движении его по аэ- 134
Прямой код Обратный код Рис. 10.10. Схема работы амортизатора
родрому стойка имеет большее или меньшее обжатие, зависящее от полетной массы самолета, условий посадки, поверхности ВПП и других факторов. При этом жидкость размещается в нижней части, а газ в верхней, но при работе амортизатора газ и жидкость энер- гично перемешиваются, образуя смесь. При ударе колес о землю под действием силы реакции земли шток вдвигается внутрь неподвижного цилиндра. Внутренний объем стойки уменьшается и жидкость с большой скоростью выталкивает- ся через отверстие в диафрагме <?, а затем проходит через отверстия в трубе 1 плунжера. Энергия удара при этом затрачивается на уве- личение давления газа, преодоление гидравлических сопротивлений при проходе жидкости через калиброванное отверстие и трение уп- лотнительных манжет или колец в стойке. Часть энергии превраща- ется в тепло. Подбором площади проходных отверстий и изменением их в процессе работы можно в зависимости от степени участия жид- кости в поглощении энергии удара получить амортизатор, в котором основное количество энергии гасится при прямом ходе или только при обратном ходе, или в одинаковой мере при прямом и обратном ходах. У амортизаторов с основным торможением на прямом хо- де обратный ход частей амортизатора происходит энергично, что вызывает подбрасывание самолета. В амортизаторах с основным торможением на обратном ходе из полости цилиндра, находящейся над диафрагмой, жидкость через отверстия в буксе 2 поступает в кольцевую полость А между штоком и цилиндром, образующуюся при движении штока. При этом кольцо 4 отжимается вниз. На об- ратном ходе площадь проходного сечения отверстия 2 уменьшается из-за передвижения кольца 4 вверх, и жидкость большую часть ра- боты, аккумулированной газом при прямом ходе, превращает в тепло.. Амортизаторы с торможением на обратном ходе получили наиболее широкое применение. Жидкостные амортизаторы благодаря малым размерам и массе начинают применяться все чаще. Упругой средой в таких аморти- заторах является жидкость, которая при высоких давлениях может заметно изменять свой объем. Использование таких амортизаторов стало возможным только после того, как было создано надежно ра- ботающее уплотнение, выдерживающее длительное время давление 300—400 МПа. Энергия гасится за счет гидравлического сопротив- ления жидкости, перетекающей через малые отверстия из полости в полость, а также сил трения частей амортизатора при их взаим- ном скольжении. 10.5. КОЛЕБАНИЯ НОСОВОЙ СТОЙКИ Носовая стойка шасси имеет свободноориентирующиеся колеса, способные поворачиваться относительно вертикальной оси стойки в пределах до 45° в каждую сторону от нейтрального положения. Без свободной ориентировки колес на них возникали бы боковые силы, вызывающие момент неустойчивости самолета при пробеге 136
и разбеге. Неориентирующиеся передние колеса препятствовали бы разворотам самолета на земле. Однако свободноориентирующе- еся колесо передней стойки шас- си при пробеге и разбеге самоле- та может совершать колебания, получившие название «шимми». Эти колебания обусловлены воз- можностью поворота плоскости вращения колеса вокруг оси стой- ки и упругостью пневматика и стойки. Возбуждаются колебания трением колеса о землю. Обычно они возникают при значительных скоростях движения самолета по земле. На рис. 10.11 изображена схе- ма колебаний передней стойки (левая часть рисунка) и положе- ние колеса на различных участ- ках пути (правая часть рисунка). Угол поворота плоскости колеса и траектории движения обозначен у, угол между плоскостью враще- ния и вертикальной плоскостью 9. Считаем, что проскальзывания ко- леса по земле нет. Пусть при пря- молинейном движении самолета под действием какой-то внешней силы колесо повернулось на угол Утах (I), угол 0 при этом равен нулю. В таком случае колесо стремится двигаться в новой плос- кости вращения, т. е. под углом Утах в то время, как самолет по инерции продолжает прямолиней- ное движение. Такое движение ко- леса вызовет боковую силу трения Л;ок и перемещение точки прило- жения нормальной реакции R, ко- х Направление j, движения самсрета Рис. 10.11. Схема колебаний передне- го колеса торые создают, изгибающий мо- мент стойки Мизг. По мере отклонения от первоначального направ- ления растет противодействующий момент упругости стойки, стре- мящийся возвратить стойку в вертикальное положение, увеличива- ется угол наклона колеса 0, а угол у уменьшается. При максималь- ном прогибе стойки (///) разворот колеса относительно вертикаль- ной оси равен нулю, наклон колеса 0 достигает максимального зна- чения. Далее под действием сил упругости стойки колесо возвра- 137
щается в исходное положение, т. е. на линию движения х—х. Угол! 0 начнет уменьшаться, но зато растет угол у обратного знака. В по-3 ложении (V) в момент.пересечения колесом оси х—х угол 0 будет} равен нулю, а угол у будет иметь наибольшее отрицательное зна-j чение. Далее процесс повторяется, но стойка отклоняется в проти- -5 воположную сторону. ; Колебания типа «шимми» поддерживаются благодаря кинети-1 ческой энергии движущегося самолета. Если не принимать мер для [ гашения (демпфирования) колебаний, амплитуда их может увели- ' читься, что может привести к срыву пневматика, разрушению пе-: редней стойки шасси и даже носовой части фюзеляжа. Для предот- [ вращения «шимми» передние стойки шасси оснащают гасителями колебаний, которые могут быть жидкостными и фрикционными, при- чем первые получили наибольшее распространение. Жидкостный гаситель колебаний представляет собой заполненный вязкой жид- костью цилиндр с поршнем, перемещающимся в нем при поворотах колеса вокруг оси стойки. В днище поршня имеются калиброванные отверстия. При колебаниях колеса поршень также начинает коле- баться. При этом жидкость, перетекая через калиброванные отвер- стия, тормозит движение поршня, что способствует затуханию ко- лебаний. Колебания типа «шимми» значительно уменьшаются при установке на переднюю стойку спаренных колес на общей оси. Глава 11 КОЛЕБАНИЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ 11.1. ФЛАТТЕР КРЫЛА Части самолета под воздействием различных сил могут совершать колеба- ния. Они могут быть затухающими, когда амплитуда колебаний все время умень- шается, гармоническими — при колебании с постоянной амплитудой и возрастаю- щими — при нарастающей амплитуде колебания. Характер колебаний зависит от соотношения сил, вызывающих и гасящих колебания. Если демпфирующие уси- лия преобладают над усилиями, вызывающими колебания, то колебания зату- хают, в противном случае амплитуда колебаний возрастает и конструкция может разрушиться. Различают собственные, вынужденные и самовозбуждающиеся коле- бания. Собственные колебания возникают в том случае, когда частям конструкции, например жесткой тяге управления рулем, будет дан первоначальный толчок, и затем она будет предоставлена самой себе. После толчка деталь будет некото- рое время колебаться с постепенным затуханием. Оказывается, что эти свобод- ные колебания происходят с совершенно определенной частотой, присущей дан- ной детали и различной у разных деталей. Значение собственной частоты зависит от жесткости и массы тела. Вынужденные колебания вызываются внешними, периодически действую- щими силами, не зависящими от колебаний системы. Источником внешней силы может быть, например, неуравновешенный двигатель или винт, срыв потока с ча- стей конструкции самолета и т. п. В отличие от свободных вынужденные коле- 138
бания происходят с той частотой, с которой деталям сообщаются вынужденные толчки, т. е. с частотой вынуждающей периодической силы. Она может не сов- падать с собственной частотой детали. Если же окажется, что частота возбуж- дающей силы одинакова с собственной частотой детали, то последняя попадет в резонанс, ее колебания станут резонансными. В этом случае амплитуда коле- бания быстро нарастает, что может привести к разрушению конструкции. Ради- кальные меры борьбы с такими вибрациями — устранение и уменьшение усилий, возбуждающих колебания (например, тщательная балансировка двигателя), из*- меиение частоты собственных колебаний колеблющейся системы или изменение частоты возбуждающей силы (например, изменение частоты вращения неуравно- вешенного двигателя). Частота собственных колебаний системы зависит от ее массы или жесткости (например, можно изменить расстояние между направляю- щими опорами тяги управления рулем или уменьшить длину тяги). У самовозбуждающихся колебаний силы, поддерживающие колебания, воз- никают внутри колеблющейся системы. Самоколебания абсолютно недопустимы. В конструкции самолета должны быть заложены элементы, предотвращающие возможность возникновения самоколебаннй. К самовозбуждающимся колебаниям на самолете относятся колебания крыла и оперения (флаттер) и колебания ко- леса передней опоры. Самовозбуждающиеся колебания крыла и оперения с возраста- ющей амплитудой, вызванные воздушным потоком и деформациями, называются флаттером. В результате деформаций конструкции ме- няются углы атаки, а возникающие при этом дополнительные аэро- динамические силы поддерживают колебания. Флаттер — наиболее опасный тип колебаний, он бывает двух видов: изгибно-крутильный и изгибно-элеронный. Флаттер на самолете возникает при скорости полета УКр.фл> называемой критической скоростью флат- тера. Изгибно-крутильный флаттер — это название соответствует из- гибно-крутильной форме деформации крыла. Пусть под воздействи- ем какой-либо причины (например, кратковременного порыва воз- духа) крыло изогнулось вверх (рис. 11.1), а затем действие этой си- лы прекратилось. Тогда под действием упругой силы Рупр, прохо- дящей через центр жесткости крыла, оно с ускорением будет возвра- щаться к нейтральному положению (см. рис. 11.1). Ускоренное дви- жение вызовет инерционную силу Риы=т/, приложенную к центру тяжести и направленную вверх. Ввиду того, что центр тяжести кры- ла расположен позади его центра жесткости, инерционная сила от- Рис. 11.1. Схема нзгибпо-крутильного флаттера крыла 139
носительно центра жесткости создаст момент, закручивающий кры- ло на отрицательный угол атаки Дф. Вследствие закрутки крыла возникает дополнительная аэродинамическая сила ДУФ (см. рис. 11.1, /), которая будет возбуждающей, так как направлена в сторо- ну движения крыла. Она зависит от угла закрутки и квадрата ско- рости полета bYv = ac;s(plZ2/2), где —приращение коэффициента подъемной силы от закрутки крыла на угол Дф. Значение угла закрутки Дф зависит, главным образом, от жест- кости крыла и расстояния центра тяжести от центра жесткости, а ДСуф от аэродинамических характеристик крыла. Имея запас кине- тической энергии, крыло по инерции пройдет нейтральное положе- ние (см. рис. 11.1, 4). При этом упругие и инерционные силы изме- няют свое направление, и крыло начнет затормаживаться и раскру- чиваться в противоположную сторону. Сила уменьшается, и когда крыло достигнет нижнего крайнего положения (рис. 11.1, 5), т. е. центр тяжести «догонит» центр жесткости, то сила ДУФ станет рав- ной нулю. Далее крыло, остановившись на мгновение, начинает под действием сил упругости двигаться вверх, под действием инерцион- ных сил оно вновь начнет закручиваться, но на этот раз на положи- тельный угол атаки Дф. В результате появится возбуждающая аэро- динамическая сила ДУФ, направленная в сторону движения. Процесс повторяется, вызывая изгибно-крутильные колебания. Выше были рассмотрены изгибно-крутильные колебания крыла, вызванные импульсом изгиба. Однако такие же колебания возника- ют при возмущении крыла импульсом кручения. Следовательно, сов- местные изгибно-крутильные колебания крыла обусловлены в ос- новном несовпадении его центра тяжести с центром жесткости и об- разуются независимо от характера возмущения. Характер колеба- ния зависит от соотношения работ А, возбуждающих Рв и демпфи- рующих Рг сил (рис. 11.2). Если силы Рг интенсивнее возбуждаю- щих Рв, то колебания будут затухающими, если же возбуждающие силы окажутся более интенсивными, чем демпфирующие, то коле- бания будут возрастающими. Демпфирующими силами будут силы внутреннего трения конструкции. На рис. 11.2 работа сил внут- реннего трения, не зависящих от скорости полета, изображена пря- / । мой ab, параллельной оси абсцисс. / I Другой демпфирующей силой яв- S' \ j ляется аэродинамическая сила _________ДКи = AcVzz5(pV2/2), возникающая —-—____________________из-за изменения угла атаки при движении крыла вверх и вниз. Рис. 11.2. Зависимость работы сил от Здесь Дс^ приращение коэффи- скорости полета циента подъемной силы, вызван- 140
ное изменением угла атаки при движении крыла вверх и вниз. Дви- жение крыла вниз приводит к увеличению истинного угла атаки, следовательно, дополнительная подъемная сила ДУи направлена вверх. При движении крыла вверх угол атаки крыла уменьшается и эта сила направлена вниз. Таким образом, сила ДУи всегда на- правлена против движения. Анализ сил, возбуждающих АУФ и демпфирующих ДУи колебания, показывает, что силы ДУФ пропор- циональны квадрату скорости, а демпфирующие силы пропорцио- нальны скорости полета в первой степени. При некоторой скорости полета, называемой критической ско- ростью флаттера 14р.фл, работы возбуждающих и демпфирующих сил окажутся равными, и колебания имеют постоянную амплитуду. При скорости И< Укр.фл колебания затухают, а при У>УКр.фл усили- ваются. Из рассмотрения процесса изгибно-крутильного флаттера можно вывести следующие рекомендации по предотвращению само- возбуждающихся колебаний. Наиболее действенной мерой было бы совмещение центров тяжести и жесткости крыла. Для такого случая значение УКрфл = с’°. Однако конструкцию крыла, отвечающего та- ким условиям, трудно создать. Как показали исследования, для увеличения критической скорости флаттера наряду с перемещением центра тяжести крыла вперед (путем облегчения хвостовой части и иногда искусственного утяжеления носовой части при размещении в ней агрегатов, располагаемых в крыле) нужно увеличить крутиль- ную жесткость крыла. Для этой цели желательно применять толстую обшивку или моноблочные крылья. Изгибно-элеронный флаттер. Рассматривая изгибно-крутильнын флаттер, мы предполагали, что элерон отсутствует, и не учитывали его влияние. На самом деле элероны могут быть причиной самовоз- буждающихся колебаний крыла с возрастающей амплитудой. Эле- роны могут незначительно отклоняться от своего нейтрального по- ложения вверх и вниз даже при зажатой ручке управления вследст- вие люфтов и деформации проводки управления. Предположим, что крыло абсолютно жестко на кручение и может только изгибаться, а центр тяжести элерона расположен позади его оси вращения. Пусть под действием какого-либо возмущающего импульса кры- ло изогнулось вверх (рис. 11.3, /), а затем, когда действие импуль- са прекратилось, под влиянием упругих сил начало с ускорением возвращаться к своему исходному положению. Возникающая при этом инерционная сила элерона, приложенная в его центре тяжести (ЦТ), будет отклонять элерон вверх относительно оси вращения (ОВ). В нейтральном положении крыло не останется и еще некото- рое время будет двигаться вниз с замедлением, пока не остановит- ся. Инерционная сила при перемене знака ускорения также изме- нит направление и элерон под ее действием начнет «догонять» кры- ло (рис. 11.3, 4 и 5). Затем крыло будет двигаться вверх, а элерон по тем же причинам отклоняться вниз (рис. 11.3, 6). Дальше все будет происходить в том же порядке, но в обратном направлении. Таким образом, при колебании крыла элерон отклоняется в сто- рону, противоположную движению крыла. Это оклонение изменя- 141
Рис. 11.3. Схема иэгнбно-элероиного флаттера крыла ет кривизну крыла, что в свою очередь изменяет подъемную сил^ крыла на ДУал. Эта сила всегда направлена по движению колеблкм щегося крыла, т. е. является силой, возбуждающей колебания. Демты фировать колебания будут силы внутреннего трения конструкции, я также дополнительная'аэродинамическая сила, которая образуете# при изменении угла атаки при вертикальном перемещении самого крыла.------------------------------------------- I Возникновение изгибно-элеронного флаттера зависит от того^ какая из этих сил больше. S Анализ работы сил, возбуждающих и демпфирующих колеба* ния, показывает, что работа возбуждающей силы пропорциональна квадрату скорости полета и обращается в нуль при нулевой скоро- сти, между тем как работа сил демпфирования при изменении ско- рости полета меняется линейно. Можно построить зависимость ра- боты гасящих и возбуждающих сил от скорости полета, которая внешне будет подобна графику на рис. 11.2. Скорость, при которой возбуждающая сила равна гасящей, называется критической ско- ростью флаттера. Основным средством борьбы с изгибно-элеронным флаттером яв- ляется весовая компенсация (балансировка) элеронов. При весовой балансировке центр тяжестки элерона смещается к оси его вра- щения, т. е. исчезает плечо инерционной силы элерона, и причины для его отклонения не будет. Если же центр тяжести будет нахо- диться впереди оси вращения элерона, то при колебаниях крыла элерон снова начнет отклоняться, но в направлении, обратном по отношению к рассмотренному. В таком случае дополнительная подъемная сила, вызванная отклонением элерона, будет всегда на- правлена против движения крыла и из возбуждающей превратится в демпфирующую. Весовая балансировка элерона выполняется путем крепления в его носовой части грузов. Для уменьшения веса балансира можно увеличить его плечо, т. е. расстояние центра тя- жести балансира от оси вращения элерона, для чего грузы иногда крепят на рычагах, выносящих груз перед элероном. В настоящее время элероны имеют не менее чем 100% весовую компенсацию. 142
Другое средство борьбы с флаттером — увеличение жесткости кры- ла. Если в полете возникают автоколебания, например вследствие повреждения балансировочных грузов или конструкции, приводя- щие к снижению ее жесткости, то следует резко уменьшить скорость полета. 11.2. ФЛАТТЕР ОПЕРЕНИЯ. БАФТИНГ Колебания оперения происходят в сочетании с изгибом и круче- нием фюзеляжа. По аналогии с крылом флаттер оперения может быть нзгибно-рулевым или крутильно-рулевым, т. е. когда изгиб и кручение фюзеляжа сопровождаются отклонением рулей. Устраняют его обычно весовой балансировкой рулей. Оперение по сравнению с крылом имеет большее количество пе- ремещений. Главные из них следующие: вертикальные перемеще- ния стабилизатора вследствие изгиба фюзеляжа в вертикальной плоскости, горизонтальные перемещения киля из-за изгиба фюзеля- жа в горизонтальной плоскости, вращательные (вокруг оси жест- кости фюзеляжа) перемещения стабилизатора и киля в результате кручения фюзеляжа и отклонения рулей от их нейтрального поло- жения. Каждая из этих форм имеет свою критическую скорость. Балансировка крыла, элеронов и рулей должна быть такой, чтобы ни одна из этих критических скоростей не оказалась близкой к раз- решенным в эксплуатации скоростям полета. Тряска оперения и других частей самолета, вызванная срывным обтеканием впереди лежащих частей самолета, называется бафтин- гом. Чаще всего он наступает перед посадкой самолета, когда углы атаки близки к критическому, т. е. тогда, когда наиболее вероятно возникновение срывного обтекания крыла, гондол двигателей и дру- гих частей. Причиной бафтинга может быть и нарушение обтекания вследствие обледенения частей самолета или нарушения в процес- се эксплуатации и ремонта форм отдельных агрегатов планера. Возможен скоростной бафтинг-тряска оперения при полете на больших скоростях, когда вследствие возникновения волнового кри- зиса на крыле или других частях самолета, расположенных впере- ди оперения, происходит срыв потока за скачком уплотнения. Весьма эффективной мерой, предупреждающей возникновение бафтинга, является уменьшение относительной толщины профиля крыла, а также увеличение энергии пограничного слоя на крыле путем установки предкрылков, сдува пограничного слоя, установ- ки турбулизаторов в виде небольших выступающих в поток пластин. Внешне бафтинг проявляется как удары по оперению, вызываю- щие «вздрагивание» всего самолета и подергивания рулей, ощущае- мые пилотами на рычагах управления. Предотвратить эти колеба- ния можно, устранив причины срыва потока, или соответствующим расположением оперения относительно крыла. При появлении баф- тинга в полете нужно изменить режим полета: если бафтинг возник на малой скорости (большом угле атаки), необходимо ее увеличить, при скоростном бафтинге скорость следует уменьшить. 143
Глава 12 ПОРШНЕВЫЕ ДВИГАТЕЛИ 12.1. ПРОЦЕССЫ РАБОЧЕГО ЦИКЛА ЧЕТЫРЕХТАКТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Современные авиационные поршневые двигатели представляют собой четы- рехтактные двигатели, работающие на бензине с принудительным воспламене- нием от электрических запальных устройств. Охлаждение цилиндров поршневых двигателей, как правило, воздушное. Ранее в авиации находили применение пор- шневые двигатели и с водяньпм охлаждением цилиндров. Поршневые двигатели различают по способу образования смеси топлива с воздухом: она образуется либо непосредственно в цилиндрах, либо в специ- альном устройстве, называемом карбюратором. Поэтому поршневые авиационные двигатели подразделяют на карбюраторные и двигатели с непосредственным впрыском. . Топливо в поршневом двигателе сгорает в цилиндрах, при этом тепловая энер- гия преобразуется в механическую, так как под действием давления образую- щихся газов поршень движется поступательно. Поступательное движение поршня в свою очередь преобразуется во вращательное движение коленчатого вала дви- гателя. Таким образом, в любой конструкции поршневого двигателя обязатель- ными элементами являются цилиндр и поршень, кинематически связанный с по- мощью шатуна и кривошипа с валом двигателя. Характерные положения поршня в цилиндре — верхнее и нижнее. Крайнее положение поршня вблизи днища ци- линдра называют верхней мертвой точкой (ВМТ), а предельно нижнее положе- ние поршня — нижней мертвой точкой (НМТ). Расстояние, которое проходит поршень при возвратно-поступательном движении между в. м. т. и н. м. т., назы- вают ходом поршня S. Поршень совершает один ход за пол-оборота коленчатого вала S =2/?, где R — радиус кривошипа. Свободный объем цилиндра над поршнем, находящимся в крайнем верхнем положении, называется объемом камеры сгорания или объемом камеры сжа- тия Ус. Объем цилиндра, ограниченный верхним и нижним положениями порш- ня, называется рабочим объемом цилиндра Ул. Его легко определить, зная диа- метр D и ход поршня: 7A=(nD2/4)S. Суммарный рабочий объем всех цилиндров двигателя, выраженный в литрах и равный произведению рабочего объема одного цилиндра на число цилиндров, называется литражом двигателя. Объем камеры сгорания вместе с рабочим объ- емом цилиндра составляет полный объем цилиндра za = yc + Vh. Отношение полного объема цилиндра к объему камеры сгорания называется сте- пенью сжатия а Уа/Ус = 1 4- Vh/Vc. Степень сжатия во многом определяет мощность и экономичность двигателя. В поршневом двигателе тепло преобразуется в механическую ра- боту при непрерывном изменении состояния рабочего тела (газа) путем последовательного чередования следующих процессов: впуска топливо-воздушной смеси или впрыска топлива в цилиндр, сжатия, расширения и выпуска отработавших газов. В четырехтактном пор- 144
шневом двигателе эти процессы совершают за четыре хода (такта) поршня, т. е. за два оборота коленчатого вала. Совокупность всех по- следовательно совершающихся в цилиндре двигателя процессов за четыре хода поршня называют циклом двигателя (рис. 12.1). Такты рабочего процесса в двигателе чередуются в следующем порядке: 1) такт впуска — при перемещении поршня от ВМТ кНМТ топливо-воздушная смесь заполняет освобождающийся объем через открытый клапан впуска, при этом выпускной клапан закрыт; 2) такт сжатия — при перемещении поршня от НМТ к ВМТ (впускной и выпускной клапаны закрыты) топливо-воздушная смесь сжимается вследствие уменьшения ее объема. В конце такта сжа- тия, когда поршень находится вблизи ВМТ (20—40° по углу поворо- та коленчатого вала до ВМТ), рабочая смесь воспламеняется от электрической искры и сгорает; 3) такт расширения — поршень повторяет движение первого так- са, но при закрытых клапанах впуска и выпуска. При этом продук- ты сгорания (газы), имеющие высокую температуру и большое дав- ление, расширяются и перемещают поршень; 4) такт выпуска — поршень повторяет движение второго такта, но при этом клапан впуска закрыт, а клапан выпуска открыт. При движении поршня отработавшие газы выталкиваются в атмосферу. По завершении четвертого такта цикл двигателя заканчивается и далее снова повторяется в прежней последовательности. В процессе впуска (процесс наполнения) цилиндр заполняется свежей топливо-воздушной смесью, которая сгорая выделяет тепло, необходимое для получения полезной работы. Чем больше смеси по- ступит в цилиндр и останется там к моменту закрытия впускного Рис. 12.1. Схема работы поршневого четырехтактного двигателя: / — поршень; 2 — шатун: 3 — коленчатый вал; 4 — впускной клапан; 5 — выпускной клапан; 6 — цилиндр двигателя; 7 — кривошип 145
клапана, тем большую мощность может развить двигатель при сгОИ рании смеси. С увеличением высоты полета вследствие снижения плотности масса воздуха, поступающая в цилиндр, уменьшается, чтя приводит к падению мощности. j Для увеличения степени наполнения цилиндра топливо-воздуш* ной смесью в большинстве современных двигателей применяется над'} дув, т. е. смесь или воздух, поступающие в цилиндр, предваритель-} но сжимаются в центробежном нагнетателе. Двигатели с принуди-i тельной подачей смеси или воздуха называются двигателями с над} дувом в отличие от двигателей с наполнением из атмосферы, у ко-| торых отсутствует нагнетатель. I По способу образования смеси поршневые двигатели разделяют' на карбюраторные и на двигатели с непосредственным впрыском. В. карбюраторном двигателе начало смесеобразования происходит карбюраторе и заканчивается в цилиндре. В двигателях с непосред- ственным впрыском топливо-воздушная смесь образуется в цилиндр рах. Простейшая схема карбюратора показана на рис. 12.2. Топлив во из бака подается в поплавковую камеру через отверстие под ко-: ническим клапаном и далее поступает к жиклеру. Поток воздуха, засасываемого в двигатель, сужается в том месте диффузора, где установлен срез жиклера. Скорость воздуха в этом сечении возрас- тает, а давление по закону Бернулли падает. В результате разнос- ти давления воздуха в поплавковой камере и диффузоре топливо распыляется и смешивается с воздухом, образуя топливо-воздушную смесь. Поплавковый клапан в камере обеспечивает постоянный уро- вень топлива в ней. При непосредственном впрыске (рис. 12.3) топ- ливо насосом подается в цилиндр двигателя через форсунку, а воз- дух поступает через впускной клапан. Соотношение количества топлива и воздуха в двигателях регулируется дроссельной заслон- кой, устанавливаемой в карбюраторе или в топливной аппаратуре непосредственного впрыска. Для увеличения заряда смеси в цилиндре двигателя необходимо продлить процесс впуска. Это достигается открытием впускных кла- панов с опережением, т. е. в конце такта выпуска, когда поршень не доходит до ВМТ на 20—60° по углу поворота коленчатого вала. Впускной клапан закрывается в начале такта сжатия, когда пор- шень уже начнет движение в ВМТ. Угол поворота коленчатого вала с начала движения поршня от НМТ до момента закрытия впуск- ного клапана составляет 45—70°. Процесс наполнения происходит при повороте коленчатого вала на 250—280° в течение 0,01—0,02 с. Таким образом, цилиндры наполняются свежей смесью в основ- ном при движении поршня от ВМТ к НМТ. При открытом впускном клапане вследствие уменьшения давления в полости цилиндра смесь с большой скоростью, которая достигает 40—60 м/с, устрем- ляется в цилиндр. Однако по мере поступления смеси давление в цилиндре не успевает выровняться из-за непрерывного движения, поршня. Давление смеси для двигателей без наддува в конце про- цесса впуска равно (0,8-4-0,9)р0> где ро — атмосферное давление. 146
Рис. 12.2. Схема карбюратора* /диффузор; 2 — жиклер; 3 — дроссельная заслонка; 4—поплавок; 5 — поплавковая каме* ра; 6 — ось; 7 — конический клапан Рис. 12.3. Схема непосредственного впрыска топлива; / — дроссельная заслонка; 2 — форсунка: 3 — топливный насос; 4 — впускной клапан Температура смеси вследствие ее соприкосновения с нагретыми эле- ментами цилиндро-поршневой группы и смешения с остаточными го- рячими продуктами сгорания достигает 400 К. Мощность двигателя зависит, от количества топливо-воздушной смеси в цилиндре (заряда). Принято различать действительный и теоретический заряды смеси. Под действительным дд понимается количество смеси, которое поступило в цилиндр и осталось там к мо- менту закрытия впускного клапана. Теоретический заряд <?т —это количество смеси, которое может поместиться в рабочем объеме ци- 147
линдра при условии, что температура и давление смеси в цилиндре! такие же, как и в такте впуска. Теоретический заряд .1 I где Vh — рабочий объем цилиндра; •: рс — массовая плотность смеси в такте впуска. Степень заполнения цилиндра топливо-воздушной смесью харак-; теризуется коэффициентом наполнения rjv, который представляет* собой отношение действительного заряда смеси к теоретическому Чем выше коэффициент наполнения, тем большую мощность будет^ развивать двигатель. Для двигателей с наддувом коэффициент ? наполнения составляет 1,1 —1,12, а без наддува 0,75—0,9. Коэффи< циент наполнения зависит от гидравлических сопротивлений во вса< сывающей магистрали, теплообмена между смесью и деталями ци-^ линдро-поршневой группы, остаточных продуктов сгорания, имею- щих высокую температуру, и т. д. Следовательно, можно увеличить* коэффициент наполнения, если понизить гидравлические сопротив-^ ления в магистрали всасывания и температуру деталей цилиндро- поршневой группы путем их охлаждения и улучшить очистку ци- линдров от отработавших газов. Процесс сжатия обусловлен необходимостью иметь высокое дав- ление газов после сгорания, что позволяет получить большую рабо- ту газов в последующем процессе расширения. Сжатие смеси в ци- линдре происходит вследствие уменьшения объема при движении поршня из НМТ к ВМТ. При этом давление смеси возрастает как из-за уменьшения объема, так и из-за увеличения температуры, ко- торая может увеличиваться почти в 2 раза по сравнению с перво- начальной в конце процесса наполнения. Давление в конце такта сжатия в двигателях с наддувом составляет 1,4—2 МПа, а темпе- ратура 650—750 К. Большое влияние на лучшее использование теп- ла, т. е. на увеличение работы цикла оказывает степень сжатия е: чем она выше, тем больше работа цикла. Процесс сгорания начинается в конце такта сжатия с момента подачи искры, воспламеняющей смесь, и заканчивается по достиже- нии в цилиндре максимального давления. Смесь сгорает за проме- жуток времени, равный 0,003—0,01 с. Процесс сгорания осуществ- ляется в два этапа. На первом, называемом периодом скрытого го- рения, в смеси в момент подачи искры возникают химические и теп- ловые процессы (без повышения давления), способствующие даль- нейшему ее воспламенению. На втором этапе повышается давление и фронт пламени распространяется по всему объему цилиндра со скоростью 20т—30 м/с. Этап называют периодом видимого сгорания. Большое влияние на скорость сгорания смеси оказывает ее состав, т. е. соотношение топлива и воздуха, оцениваемое коэффициентом избытка воздуха а. Топлива (бензины), применяемые в современных поршневых авиадвигателях, представляют собой сложную смесь различных уг- 148
дсвэдородиых соединений и состоят в основном из углерода и водо- рода. Причем содержание этих элементов колеблется в малых пре- делах и можно с некоторыми допущениями считать, что авиацион- ный бензин по массе состоит из 86% углерода и 14% водорода. Сгорание топлива — химический процесс окисления углерода и водорода кислородом воздуха. Продуктами сгорания являются угле- кислый газ СО2, вода Н2О, а при неполном окислении еще и окись углерода СО. Если исходить из молекулярного состава продуктов сгорания, то очевидно, что для полного сгорания 1 кг водорода тре- буется 8 кг кислорода, а для полного сгорания 1 кг углерода необхо- димо 8/3 кг кислорода. Известно, что в 1 кг воздуха содержится 0.232 кг кислорода. Тогда для полного сгорания 1 кг водорода по- требуется 34,4 кг воздуха, а 1 кг углерода 11,5 кг воздуха. Для пол- ного сгорания 1 кг бензина необходимо 14,7 кг воздуха. Количество воздуха Lr, которое необходимо для полного сгорания 1 кг топли- ва, называется теоретически необходимым. В реальных условиях эксплуатации количество воздуха, подводимое к топливу (действи- тельное количество воздуха £д), может отличаться от теоретически необходимого. Отношение действительного количества воздуха в смеси к теоре- тически необходимому называется коэффициентом избытка воздуха a — L^lL^, Если а— 1, то смесь называют теоретической, или теоретического состава, если а<1 топливо-воздушная смесь называется богатой (топливом), при а2>1—бедной. Практически коэффициент избыт- ка воздуха изменяется в широких пределах (0,65—1,1). В процессе сгорания топливо-воздушной смеси давление и темпе- ратура в цилиндре резко возрастают и достигают в конце процесса следующих значений: давление 5—8 МПа, температура 2 600— 2 800 К. Опытным путем установлено, что двигатель может развить наибольшую мощность, если максимальное давление в цилиндре соз- дается уже в начале такта расширения, когда поршень отойдет от ВМТ на 10—15° по углу поворота коленчатого вала. Чтобы достиг- нуть этого, в поршневых двигателях смесь поджигается с опереже- нием в конце такта сжатия при подходе поршня к ВМТ. Угол пово- рота коленчатого вала от начала искрообразования до прихода поршня к ВМТ называют углом опережения зажигания. В условиях эксплуатации поршневого двигателя процесс сгора- ния может происходить с большой скоростью (1 500—2 000 м/с). Такое горение называется детонационным, или детонацией, которая сопровождается стуком в цилиндрах, тряской, дымлением. При этом мощность двигателя резко падает. Возникновение детонации можно объяснить тем, что при высоких температурах и давлениях в ци- линдре образуются нестойкие химические соединения (перекиси), которые при определенных условиях взрываются. Эксплуатация дви- гателя на режимах детонации недопустима. Для исключения этого явления в топлива добавляют специальные присадки — антидетона- торы, в качестве которых используют тетраэтиловый свинец в смеси 149
с соединениями хлора и брома. Если возникает детонация, необходи- мо облегчить работу двигателя, уменьшив подачу топлива. Процесс расширения — основной процесс, при котором соверЩаь ется полезная работа, т. е. выделяющееся при сгорании смеси тем) преобразуется в механическую работу. Процесс расширения сове вождается движением поршня от ВМТ к НМТ. Началом процмИ можно считать положение поршня, соответствующее ВМТ, или Л ложение поршня ниже ВМТ, при котором давление в цилиндре дЛ тигает максимального значения (10—15° по углу поворота кол ей Л того вала). Л Давление в цилиндре и температура по мере движения порпнИ к НМТ уменьшаются не только по причине превращения теплая работу, но и вследствие отдачи тепла стенкам цилиндра и други тепловых потерь. В конце процесса расширения давление составляя 0,3—0,6 МПа, а температура 1 700—2 000 К (для двигателей с НЯ полнением из атмосферы). Поршень при движении под действие больших сил давления с помощью шатуна заставляет вращаться кя ленчатый вал двигателя. ! Процесс выпуска предназначен для удаления продуктов сгоря ния из цилиндра и подготовки его к новому циклу. Он начинается с момента открытия выпускного клапана, когда поршень в такт! расширения не доходит до НМТ на 45—75° по углу поворота ко! ленчатого вала. Это значительно уменьшает работу, затрачиваемую на выталкивание отработавших газов. Однако слишком раннее ©т| крытие выпускного клапана уменьшает полезную работу двигателя и, следовательно, экономичность его падает. Момент открытия вы| пускного клапана определяется экспериментально. В момент откры^ тия клапана скорость истечения газов достигает 600—700 м/с. При этом сразу же в атмосферу выбрасывается до 70% газов. Осталь-! ные продукты сгорания выталкиваются при движении поршня от НМТ к ВМТ. Скорость истечения газов снижается почти в 10 раз. Процесс выпуска заканчивается в момент закрытия выпускного кла- пана, когда поршень, достигнув ВМТ, снова возвращается, прой- дя ее на 20—40° по углу поворота коленчатого вала. Температура в конце выпуска превышает 1 000 К, а давление несколько выше ат- мосферного. На стыке процессов выпуска и наполнения при положении порш- ня у ВМТ наступает момент, когда одновременно открыты клапа- ны выпуска и впуска. Этот период называется перекрытием клапа- нов, а угол рп поворота коленчатого вала — углом перекрытия кла- панов. Перекрытие клапанов способствует лучшей очистке цилиндра от отработавших газов. Моменты открытия и закрытия клапанов впуска и. выпуска, продолжительность некоторых процессов за один цикл можно изобразить графически по углу поворота коленчатого вала в виде круговой диаграммы (рис. 12.4, а), получившей назва- ние диаграммы газораспределения. Графическое изображение зависимости давления р цилиндре от объема называется индикаторной диаграммой (рис. 12.4, б). Харан- 150
Рис. 12.4. Диаграмма газораспределения (а) и индикаторная диаграмма четы- рехтактного двигателя (б) торные точки рабочего процесса в цилиндрах двигателя с нагнета- телем следующие: 1— открытие клапана впуска; 2— закрытие клапана впуска; 3— воспламенение смеси; 4 — открытие клапана выпуска; 5 — за- крытие клапана выпуска. Кривая 1 — г — 5 — а — 2 обозначает про- цесс впуска топливо-воздушной смеси в цилиндр. Кривые 2—3 и 3— с—z соответствуют процессам сжатия и сгорания. Процесс расши- рения обозначен кривой z—4, кривой 4—b—1—г—5 — процесс вы- пуска отработавших газов из цилиндра. 12.2. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ На основании индикаторной диаграммы можно подсчитать ра- боту цикла поршневого двигателя, которая практически равна ал- гебраической сумме работ за такты сжатия и расширения (на ди- аграмме заштрихованная площадь с — z — b — а — с). В тепловых расчетах поршневых двигателей используют поня- тие среднее индикаторное давление pt — условное избыточное дав- ление, которое, действуя непрерывно на поршень, за такт расшире- ния совершает работу, равную индикаторной работе цикла. Среднее индикаторное давление можно представить высотой прямоугольни- ка, подобного по площади индикаторной диаграмме и имеющего ос- нование, равное рабочему объему цилиндра (рис. 12.5). Тогда инди- каторная работа 151
Рис. 12.5. К определению среднего индикаторного давления где Li — индикаторная работа, Дж; Pi —среднее индикаторное давленн Па; F — площадь поршня, м2; ! S — ход поршня, м. ’ Иначе индикаторную работу мо> но выразить через рабочий объе цилиндра Vh=FS и среднее инд каторное- давление Li=piVh. И] дикаторная работа, .которая п0< изводится двигателем за 1 с, hi зывается индикаторной мощщ стью Ni, или мощностью, котору! развивают горячие газы внутр цилиндра. ’ При частоте вращения колеи чатого вала, равной п оборотов ': минуту, число циклов четырех тактного двигателя в секунду со| ставит и/(2*60). Тогда индикатор! ная мощность в ваттах 1 н)/(2*60), < где i — число цилиндров двигателя; Li — индикаторная работа. При протекании тепловых процессов в цилиндре двигателя не все тепло, образующееся при сгорании топливо-воздушной смеси, преобразуется в индикаторную работу. Отношение количества теп- ла Qi, превращенного в индикаторную работу, к всему подведенно- му теплу называется индикаторным коэффициентом полезного дей- ствия — Q i/РпоЛв- Для современных двигателей r]i = 0,25-? 0,36. Это объясняется тем, что большое количество тепла уносится выходящими газами, отда- ется стенкам цилиндра и теряется вследствие неполного сгорания топливо-воздушной смеси. Индикаторная мощность не полностью передается воздушному винту — часть ее тратится на привод различных агрегатов, преодо- ление сил трения сопряженных деталей и т. д. Эти потери индика- торной мощности условно называют мощностью трения Nr. Зная ее, можно определить эффективную мощность двигателя, т. е. мощ- ность, передаваемую им воздушному винту .V, = —Лгг. Для двигателей с наддувом часть индикаторной мощности Nc тра- тится на привод нагнетателя и тогда Ne Ni — Nr — Nc. 152
Эффективная мощность Ve = (MV«)/120, где Ре — среднее эффективное давление. Отношение эффективной мощности двигателя к индикаторной на- зывается механическим коэффициентом полезного действия т,м — Nel N i. Механический коэффициент полезного действия находится в преде- лах 0,7—0,9 и зависит от типа двигателя. Отношение количества тепла Qe, эквивалентного эффективной работе, к подведенному в двигатель теплу фподв называется эффек- тивным коэффициентом полезного действия Y(e = Qe/QnoAB' Так как эффективный коэффициент полезного действия учитывает все виды потерь энергии в двигателе, то *> = wj- Для современных двигателей эффективный коэффициент полезного действия равен 0,2—0,3. Очень важным параметром, определяющим экономичность дви- гателя, является часовой расход сц, т. е. количество топлива в ки- лограммах, расходуемое двигателем за 1 ч. Отношение часового рас- хода топлива к эффективной мощности называется эффективным удельным расходом топлива ce = ch!Ne 12.3. КОНСТРУКЦИЯ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ДВИГАТЕЛЯ К основным элементам конструкции авиационного поршневого двигателя относятся: цилиндры, поршни, шатуны, коленчатый вал, редуктор, воздушный винт, механизм газораспределения, нагнета- тель и картер. Цилиндр двигателя, представляющий собой рабочую камеру, состоит из головки и гильзы (рис. 12.6), соединенных с помощью резьбы. Для лучшего охлаждения цилиндра на головке и гильзе вы- полняется оребрение, что значительно увеличивает площадь поверх- ности отвода тепла. В головке цилиндра имеются отверстия под впускной и выпускной клапаны. Внутренняя поверхность гильзы Цилиндра, называемая зеркалом цилиндра, тщательно обработана и отполирована. Цилиндр к картеру крепится фланцем, расположен- ным в нижней части гильзы. Давление газов в цилиндре воспринимает поршень. Дальнейшая передача сил газа на коленчатый вал происходит через шатун. Пор- шень (рис. 12.7) — полый, имеет поперечное отверстие под порш- невой палец, с помощью которого соединяется с шатуном. На боко- вой поверхности поршня проточены четыре канавки в верхней части 153
и- одна — в нижней. В трех верхних канавках расположены уп4Н нительные кольца, герметизирующие внутреннюю полость цилйИ ра. В четвертой канавке (с отверстиями) устанавливают два мЛ лоуплотнительных кольца, а в нижней — одно. Кольца предотвД щают попадание масла из картера в цилиндр. Образование масЛ ной пленки благодаря такому расположению маслоуплотнительнш колец способствует уменьшению сил трения при возвратно-постуиИ тельном движении поршня в цилиндре. Я Шатун — связывающее звено между коленчатым валом и псЯ шнем (рис. 12.8). Шатун звездообразного двигателя состоит из Л ного главного и нескольких прицепных шатунов, которые соедини ются с главным шатуном шарнирно на пальцах. Пальцы размещЯ ются в отверстиях двух щек, расположенных на нижней голове главного шатуна под равными углами. Главный шатун неразъея ный, представляет собой стержень двутаврового сечения, соединя ющий верхнюю (поршневую) и нижнюю (кривошипную) головки с отверстиями. В отверстие нижней головки вставляется втулка кря вошипа коленчатого вала. 1 Коленчатый вал двигателя (рис. 12.9) служит для передачи ря боты поршня на воздушный винт через редуктор и обеспечивает па ремещение поршней во время нерабочих ходов. Кроме того, он пря водит в действие агрегаты, обеспечивающие работу двигателя н сги молетных систем (гидронасосы, генераторы и др.). Коленчатья вал — полый с двумя рядами цилиндров двигателя состоит из пет редней, средней и задней частей и имеет два колена. Внутрення! полость используется в качестве масляной магистрали. На валч имеются противовесы для уравновешивания сил инерции двигй! теля. Коленчатый вал в картере установлен на трех подшипниках; 154 1
Картер — силовой корпус дви- гателя (рис. 12.10). К нему сна- ружи крепятся цилиндры и агре- гаты, обеспечивающие работу дзигателя. Картер состоит из не- скольких частей, число которых зависит от числа рядов цилинд- ров. Внутри картера устанавли- вают подшипники (опоры) колен- чатого вала. На картере имеются кронштейны, с помощью которых двигатель крепится к раме на са- молете. Механизм газораспределения (рис. 12.11) предназначен для своевременного открытия и закры- тия впускных и выпускных клапа- нов в соответствии с определен- ным порядком работы цилиндров двигателя. Он состоит из кулачко- вой шайбы с опорой, толкателей, перемещающихся в направляю- щих, тяг, рычагов и клапанов. Ку- лачковая шайба приводится в движение от коленчатого вала Рис. 12.9. Коленчатый вал: / — передняя часть коленчатого вала; 2 — опора ведущей шестерни: 3 — передний противовес; 4 — средняя часть коленчатого вала; 5 — задняя часть коленчатого вала; 6 — задний противовес при помощи зубчатой передачи, размещенной на картере. Задан- ный режим работы клапанов достигается выбором профиля и рас- положением кулачка на кулачковой шайбе. Для поддержания мощности двигателя на необходимом уровне с подъемом ЛА на высоту на двигателях устанавливают нагнетатели, позволяющие подавать воздух в цилиндры под давлением выше ат- мосферного. Нагнетатель состоит из крыльчатки, диффузора и ме- ханизма привода (рис. 12.12). Воздух, поступающий в двигатель, подводится к крыльчатке, которая приводится во вращение~колен- чатым валом через шестеренчатую передачу. Далее воздух посту- пает в диффузор, коллектор и в цилиндры. При вращении крыльчатки под действием центробежных сил ско- рость и давление воздуха увеличиваются. На выходе из крыльчатки воздух обладает большой кинетической энергией. Для превращения кинетической энергии воздуха в потенциальную энергию давления устанавливают диффузор, в котором скорость воздуха снижается, п следовательно, увеличивается его давление. Окончательное дав- ление наддува устанавливается в коллекторе, где происходит даль- нейшее уменьшение скорости воздуха. Для получения большей мощности стремятся увеличить частоту вращения коленчатого вала. Если воздушный винт будет вращаться <' si ими оборотами, то коэффициент полезного действия (к: п. д.) его будет незначительным, так как высокий к. п. д. достигается при ско- рости концов лопастей, меньшей скорости звука. 155
Рис. 12.10. Детали главного картера: / — передний переходной корпус; 2 — обойма под передний роликоподшипник коленчат* вала; 3—передняя часть картера; /—передняя половина средней^ части обойма аадмяя ________ _______ . ___ ...... картера: 54 под средний роликоподшипник; 5 —задняя половина средней части картера; 7, часть картера; в— задний переходной корпус; 9 —опора под задний роликов^ картера; t — задний переходной корпус; 9 —опора под задний роликом подшипник коленчатого вала Рис. 12.11. Схема механизма газорд< пределения: / — рычаг; 2 — клапанные пружины; 3 — кл; паи; 4 — тяга; 5 — шаровое гнездо; 6 — телш тель; 7— кулачковая шайба; 8 — опора шайб '777777/7, Рис. 12.12. Схема нагнетателя: / — диффузор; 2 — коллектор; 3 — впускш труба; 4 — дроссельная коробка; 5 — крыл чатка; 6 — шестеренчатая передача
Рис. 12.13. Схема редуктора: / — воздушный винт; 2 — неподвижная шестерня; 3—сателлит; 4 — ведущая шестерня; 5 — водило; 6 — коленчатый вал Редуктор предназначен для снижения частоты вращения воз- душного винта во сравнению с частотой вращения коленчатого ва- ла. Он состоит из неподвижной шестерни, сателлитов и ведущей ше- стерни (рис. 12.13). При работе двигателя ведущая шестерня поворачивает сателли- ты, заставляя их обкатываться вокруг неподвижной шестерни и вес- ти за собой оси и, следовательно, вал воздушного винта. Вследствие сложного движения сателлитов, напоминающего движение планет Солнечной системы, редуктор такого типа получил название плане- тарного. Такие редукторы отличаются компактностью и хорошо впи- сываются в размеры носка картера. Глава 13 ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ 13.1. ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Воздушно-реактивные двигатели по способу предварительного сжатия воз- духа перед поступлением в камеру сгорания разделяют на компрессорные и бес- компрессорные. В бескомпрессорных воздушно-реактивных двигателях использу- ется скоростной напор воздушного потока. В компрессорных двигателях воздух сжимается компрессором. Компрессорным воздушно-реактивным двигателем яв- ляется турбореактивный двигатель (ТРД). В группу, получившую название сме- шанных или комбинированных двигателей, входят турбовинтовые двигатели (ТВД) и двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД). Однако конструк- ция и принцип работы этих двигателей во многом схожи с турбореактивными двигателями. Часто все типы указанных двигателей объединяют под общим на- званием газотурбинных двигателей (ГТД). В качестве топлива в газотурбинных двигателях используется керосин. 157
Турбореактивный двигатель (рис. 13.1) состоит из входного ~усйЯ ройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выхов ного устройства. Входное устройство предназначено для подвода воздуха к коьЯ прессору двигателя. В зависимости от расположения двигателя нЯ самолете оно может входить в конструкцию самолета или в констЯ рукцию двигателя. Входное устройство способствует повышений давления воздуха перед компрессором. Дальнейшее повышение давЗ ления воздуха происходит в компрессоре. В турбореактивных двигаЗ телях применяются компрессоры центробежные (рис. 13.2) и осевым (см. рис. 13.1). Я В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопаткид воздействуя на воздух, закручивают его и заставляют двигаться! вдоль оси в сторону выхода из компрессора. В центробежном комп-; рессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается лопатка- ми и под действием центробежных сил движется к периферии. Наи* более широкое применение в современной авиации нашли двигателе с осевым компрессором. , j Осевой компрессор*состоит из ротора (вращающаяся часть) л? статора (неподвижная часть), к которому крепится входное уст- ройство. Иногда во входных устройствах устанавливают защитные! сетки, предотвращающие попадание в компрессор посторонних! предметов, которые могут привести к повреждению лопаток. | Ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилирован-* ных рабочих лопаток, расположенных по окружности и последовав тельно чередующихся вдоль оси вращения. Роторы подразделяют* на барабанные, дисковые и барабанно-дисковые (рис. 13.3). Статора компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопа-^ ток, закрепленных в корпусе. Ряд неподвижных лопаток, называв-^ мых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих ло- ; паток называется ступенью компрессора. В турбореактивных двигателях применяют многоступенчатые компрессоры, увеличивающие эффективность процесса сжатия воз- ? духа. Ступени компрессора согласуются между собой таким обра- зом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал ло- < патки следующей ступени. Нужное направление воздуха в следую- ; щую ступень обеспечивает спрямляющий аппарат. Для этой же це- ; ли служит и направляющий аппарат, устанавливаемый перед комп- рессором. В некоторых конструкциях двигателей направляющий ап- парат может отсутствовать. Камера сгорания — один из основных элементов турбореактив- ного двигателя. Она может быть трубчатой (рис. 13.4), кольцевой (рис. 13.5), трубчато-кольцевой (рис. 13.6). Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания состоит из жа- ровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой стака- нами подвески. В передней части камеры сгорания устанавливают топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилизации пламени. На жаровой трубе имеются отверстия для подвода возду- ха, предотвращающего перегрев жаровой трубы. Топливо-воздуш- 158
Рис. 13.1. Схема ТРД с осевым компрессором: 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4— газовая турбина; б — выходное устройство Рис. 13.2. Схема ТРД с центробежным компрессором: / — центробежный компрессор; 2 — входное устройство; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — выходное устройство Рис. 13.3. Типы роторов компрессоров: а — барабанный; б — дисковый; в — бара ба ино-дисковый
Рис. 13.4. Трубчатая камера сгора- ния: 1 / — жаровая труба; 2 — кожух; 3 — гор- ’ ловима ная смесь в жаровых трубах под жигается специальными запалй ными устройствами, устанавливав мыми на отдельных камера^ Между собой жаровые трубы со| единяются патрубками, которые обеспечивают поджигание смес! во всех камерах. Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой по4 лости, образованной наружным и внутренним кожухами камеры- В передней части кольцевого канала устанавливают кольцевую жаровую трубу, а в носовой части жаровой трубы — завихрители и Рис. 13.5. Кольцевая каме* ра сгорания; /—жаровая труба; г. . 2 — на, ружный кожух; 3— внутренний кожух; 4 — сопла Рис. 13.6. Трубчато-кольце- вая камера сгорания*. / — форсунка; 2 — завихритель; 3 — наружный корпус камеры; 4 — жаровая труба; 5 — сопловой аппарат турбины; 6 — газосбор- ник; 7 — внутренний корпус ка- меры 1Ъ0
форсунки. Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наруж- ного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство, внутри которого размещают индивидуальные жаровые трубы. Газовая турбина служит для привода компрессора ТРД. В со- временных двигателях газовые турбины осевые. К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса, состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вмес- те с ним ротор (рис. 13.7). Сопловые аппараты располагаются перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называется сту- пенью турбины. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми. Рабочие лопатки крепятся к диску турбины при помощи елочного замка (рис. 13.8). Выпускное устройство (рис. 13.9) состоит из выпускной трубы, внутреннего конуса, стойки и реактивного сопла. В некоторых слу- чаях из условий компоновки двигателя на самолете между выпуск- ной трубой и реактивным соплом устанавливают удлинительную трубу. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и нерегули- руемым выходным сечением. В отличие от поршневого двигателя рабочий процесс в газотур- бинных двигателях не разделен на отдельные такты, а протекает не- прерывно. В полете воздушный поток, набегающий па двигатель, проходит через входное устройство в компрессор. Во входном уст- ройстве воздух предварительно сжимается и его кинетическая энер- гия частично преобразуется в потенциальную энергию давления. Более значительному сжатию воздух подвергается в компрессоре. В турбореактивных двигателях с осевым компрессором при быстром вращении ротора лопатки компрессора, подобно лопастям вентиля- тора, прогоняют воздух в сторону камеры сгорания. В установлен- ных за рабочими колесами каждой ступени компрессора спрямля- Рис. 13.7. Сопловой аппарат и ротор газовой турбины: / — сопловые лопатки; 2 — вал турбины; 3 — диск ротора турбины; 4 — рабочие ло- патки Рис. 13.8. Способ крепления рабочих лопаток турбины: I / — хвостовик; 2 — паз; 3 — пластинчатый 1 стопор; 4 — диск 1- 6-1868 161
Рис. 13.9. Схема выпускного устрой- ства: 2 —выпускная труба; 3 — вяут- / — стойка; ____ - ____ ренннй корпус; 4 — удлинительная труба; ющих аппаратах происходит пре» образование приобретенной в ко- лесе кинетической энергии потока в потенциальную энергию давле- ния. В двигателях с центробежным компрессором воздух подхватам- ется лопатками быстро вращаю- щейся крыльчатки и под дейстща- ем центробежной силы отбра^г- вается от центра к окружности леса компрессора. Чем быстрее вращается крыльчатка, тем бодЬ шее давление создается компм» сором. Благодаря компресса» ТРД могут создавать тягу при работе на месте. Эффективность пи» цесса сжатия воздуха в компрессоре характеризуется степенью м вышения давления которая представляет собой отношение дмн ления воздуха на выходе из компрессора р2 к давлению атмосфаК. ного воздуха ря Ж 5 — реактивное сопло лк = РЧ1 PH- « Воздух, сжатый во входном устройстве и компрессоре, далее пЯ ступает в камеру сгорания, разделяясь на два потока. Одна часЯ воздуха (первичный воздух), составляющая 25—35% от общего ри хода воздуха, направляется непосредственно в жаровую трубу, гя происходит основной процесс сгорания. Другая часть воздуха (втя ричный воздух) обтекает наружные полости камеры сгорания, (Я лаждая последнюю, и на выходе из камеры смешивается с продув тами сгорания, уменьшая температуру газовоздушного потока Л значения, определяемого жаропрочностью лопаток турбины. Незн| чительная часть вторичного воздуха через боковые отверстия жата вой трубы проникает в зону горения. . 3 Таким образом, в камере сгорания происходят образование той ливо-воздушной смеси путем распыливания топлива через форсун^ и смешения его с первичным воздухом, горение смеси и смешен^ продуктов сгорания со вторичным воздухом. При запуске двигатеДа смесь зажигается специальным запальным устройством, а при дал| нейшей работе двигателя уже имеющимся факелом пламени. I Образовавшийся в камере сгорания газовый поток, обладающщ высокими температурой и давлением, устремляется на турбину чс* рез суживающийся сопловой аппарат. В каналах соплового аппар^ та скорость газа резко возрастает до 450—500 м/с и происходит чаб стичное преобразование тепловой (потенциальной) энергии в кин^ тическую. Газы из соплового аппарата поступают на лопатки туй бины, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическу^ работу вращения турбины. Лопатки турбины, вращаясь вместе с дй сками, вращают вал двигателя и тем самым обеспечивается работу компрессора. • 162
В рабочих лопатках турбины может происходить либо только процесс преобразования кинетической энергии газа в механическую работу вращения турбины,- либо еще и дальнейшее расширение га- за с увеличением его скорости. В первом случае газовая турбина называется активной, во втором — реактивной. Во втором случае лопатки турбины, помимо активного воздействия набегающей газо- вой струи, испытывают и реактивное воздействие вследствие ускоре- ния газового потока. Окончательное расширение газа происходит в выходном устрой- стве двигателя (реактивном сопле). Здесь давление газового пото- ка уменьшается, а скорость возрастает до 550—650 м/с (в земных условиях). Таким образом, потенциальная энергия продуктов сгорания в двигателе преобразуется в кинетическую энергию в процессе расши- рения (в турбине и выходном сопле). Часть кинетической энергии при этом идет на вращение турбины, которая в свою очередь вра- щает компрессор, другая часть — на ускорение газового потока (на создание реактивной тяги). Сила тяги — наиболее важный параметр, характеризующий тур- бореактивный двигатель как силовую установку ЛА. Она возникает в результате силового воздействия газового и воздушного потоков на внутренние и внешние поверхности двигателя. Суммарная осевая составляющая этих сил и называется тягой. Однако определить тя- гу двигателя простым суммированием сил давления очень сложно, обычно ее определяют аналитическим путем. Пусть самолет, на котором установлен турбореактивный двига- тель, перемещается со скоростью V, иначе говоря, воздушный поток на входе имеет скорость V. Если секундная масса воздуха, прохо- дящего через двигатель, будет тв, то кинетическая энергия воздуш- ного потока Ав на входе в двигатель Лв —твУ2/2. Обозначим скорость газовоздушного потока на выходе из дви- гателя W, а секундную массу газа тг, тогда кинетическая энергия газового потока на выходе из двигателя Л г = /пг172/2. Если учесть, что масса воздуха, поступающего в двигатель, значи- тельно превышает массу топлива, то практически можно считать, что тд~тг=тс и приращение кинетической энергии воздушного по- тока ДЛ =тс[(уГ2— У2)/2]. При воздействии воздушного и газового потоков на верхние и внутренние поверхности двигателя возникает тяга Р, которая при скорости самолета V совершает за единицу времени работу, равную Кинетическая энергия газового потока не вся преобразуется в тяговую работу, так как существуют потери кинетической энергии 163
которые можно определить, зная превышение скорости газовО^И потока на выходе из двигателя над скоростью воздуха на входе,^И Ю2/2). Тогда на основании закона сохранения энергии ^2 —У2 (WT__V)2 Я Piz = тс--------тс--------. Я Отсюда получим уравнение для определения тяги турбореактивнЯ го двигателя Я P=mz(W— V). Я Если двигатель работает на месте, то Я p==mcIF. Я Турбореактивный двигатель оценивается и по удельным парЛ метрам, к которым относятся удельная тяга, удельный расход топИ лива, удельная масса и удельная лобовая тяга. 'Л Удельная тяга — отношение тяги, развиваемой двигателемИ к секундному расходу воздуха, Руд=Р/(/Пв£). I Фактически удельная тяга — тяга, развиваемая двигателем при раД ходе 1 кг воздуха. Она характеризует размеры двигателя. Чем боль* ше значение Руд, тем меньше при заданной тяге двигателя потреб* ный расход воздуха, т. е. тем меньше диаметр и масса двигателя; Удельный расход Топлива — отношение часового расход! топлива к тяге, развиваемой двигателем, j СУД — ch]P, где ск — часовой расход топлива, кг/ч. Удельный расход топлива при заданном запасе последнего оп- ределяет дальность и продолжительность полета: чем меньше зна- чение сУд, тем больше дальность и продолжительность полета. Удельный расход топлива в современных ТРД находится в пре-3 п _ л п кг топлива i делах 0,7—0,9 —п——-----. ’ ’ даН тяги’Ч Удельная масса двигателя — отношение массы двигате- ля к его максимальной тяге ГПу^ — m^lP тах. Чем меньше удельная масса двигателя, тем лучше экономические показатели летательного аппарата. Для турбореактивных двигате-; лей /Пуд=0,2-j-0,4 кг/даН тяги. = Удельная лобовая тяга РЛоб— отношение максимальной; тяги двигателя к его лобовой площади (максимальной площади по-; перечного сечения) > Рлоб-Лпах/^об, \ где г л об — лобовая площадь двигателя. i 164 1
Удельная лобовая тяга характеризует аэродинамическое совер- шенство силовой установки: чем больше значение РЛоб, тем меньше аэродинамическое сопротивление, вызываемое силовой установкой в полете. Лобовая тяга современных турбореактивных двигателей достигает 10 000 даН/м2. . Кроме рассмотренных характеристик, для сравнения турбореак- тивных двигателей с винтовыми вводится понятие тяговой мощ- ности NT ^РУ, где V — скорость полета самолета. В турбореактивных двигателях потери преобразования тепла во внешнюю работу определяются термическим, тяговым и полным ко- эффициентами полезного действия. Термический к. п. д. показывает, какая часть тепла, по- лучаемого в двигателе при сгорании топлива, переходит в кинети- ческую энергию газовоздушного потока тс(Г2 — У2)/2 Т|/ = Q где mc(W2— V2)/2 — приращение кинетической энергии потока газа; Q — количества тепла, получаемого в двигателе. Термический коэффициент полезного действия характеризует турбореактивный двигатель как тепловую машину. Тяговый к. п. д. — отношение тяговой работы (внешней ра- боты, совершаемой тягой двигателя) к приросту кинетической энер« гии газового потока _______РУ Г,Р~ тг(№2 — У2)/2 ' Учитывая, что P=mc(W—V), получим 2 Т‘Р= (1 + W/V) ' Тяговым коэффициентом полезного действия характеризуют потери кинетической энергии газов, выходящих из двигателя. Все потери в процессе преобразования тепловой энергии в по- лезную работу оценивают полным к. п. д., который показывает, какая часть тепла, внесенного в двигатель, превращается в тяговую работу т,„ = PV/Q. Если известны значения термического и тягового коэффициентов полезного действия, то т|п=тр'П₽- Для современных ТРД т)п=0,24- 4-0,3. Термический и тяговый к. п. д. соответственно равны 0,25— —0,4 и 0,5—0,75. Таким образом, из общего количества тепла, введенного в тур- бореактивный двигатель в виде химической энергии топлива, лишь 20—30% преобразуется в полезную работу. 6*-1868 165
13.2. ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ Для современных самолетов с большой грузоподъемностью! дальностью полета нужны двигатели, которые могли бы развить м обходимые тяги при минимальной удельной массе. Этим требовав ям удовлетворяют турбореактивные двигатели. Однако они неэк номичны при небольших скоростях полета. В связи с этим некот рые типы самолетов, предназначенные для таких полетов, требу® постановки двигателей, которые сочетали бы в себе преимущест] ТРД с преимуществами поршневого двигателя на малых скорост; полета. К таким двигателям относятся турбовинтовые двигaтeJ (ТВД). Турбовинтовым называется газотурбинный авиационный двигЯ тель, в котором турбина развивает мощность, большую потребнЯ для вращения компрессора, и этот избыток мощности используетЯ для вращения воздушного винта (рис. 13.10). ТВД состоит из тех ж узлов и агрегатов, что и турбореактивный. Однако в отличие ТРД на ТВД дополнительно смонтированы воздушный винт и редуЯ тор. Для получения максимальной мощности двигателя турбим должна вращаться с частотой до 20 000 об/мин. Если с этой же чаД тотой будет вращаться воздушный винт, то его к. п. д. будет краЯ не низким, так как наибольших значений к. п. д. винта на расчетный режимах полета достигает при частоте вращения 750—1 500 об/мия Для уменьшения частоты вращения воздушного винта устанавливая ют редуктор. На двигателях большой мощности иногда используки два винта, вращающихся в противоположные стороны, причем р» боту обоих воздушных винтов обеспечивает один редуктор. В некоторых ТВД компрессор приводится во вращение одно турбиной, а воздушный винт — другой. Это создает благоприятны условия для регулирования двигателя. Тяга у ТВД создается глай ным образом воздушным винтом (до 90%) и незначительно реакци ей газовой струи. Рис. 13.10. Схема турбовинтового двигателя: J f — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — компрессор; 4 — камера сгорания; 5 — турбина 6 — выходное устройство f 166
В ТВД применяют многоступенчатые турбины (число ступеней 2—6), что вызвано необходимостью срабатывать на турбине ТВД большие теплоперепады, чем на турбине ТРД. Кроме того, приме- нение многоступенчатой турбины позволяет снизить ее частоту вра- щения и, следовательно, габаритные размеры и массу редуктора. Назначение основных элементов ТВД ничем не отличается от назначения тех же элементов ТРД. Рабочий процесс ТВД также аналогичен рабочему процессу ТРД. Воздушный поток, предвари- тельно сжатый во входном устройстве, подвергается основному сжа- тию в компрессоре и далее поступает в камеру сгорания, в которую одновременно через форсунки впрыскивается топливо. Образовав- шиеся в результате сгорания топливо-воздушной смеси газы обла- дают высокой потенциальной энергией. Они устремляются в газовую турбину, где, почти полностью расширяясь, производят работу, ко- торая затем передается компрессору, воздушному винту и приводам агрегатов. За турбиной давление газа практически равно атмосфер- ному. В современных турбовинтовых двигателях сила тяги, создавае- мая реакцией вытекающей из двигателя газовой струи, составляет 10—20 % суммарной силы тяги. Тяга. ТВД складывается из тяги воздушного винта и реактив- ной. Тяга, развиваемая в полете воздушным винтом, где Л'е — эффективная мощность двигателя, т. е. мощность, подводимая к воз- душному винту; Пв — к. п. д. винта, представляющий отношение мощности, создаваемой вин- том, к мощности, затрачиваемой на его вращение; V — скорость полета. Реактивная сила тяги Pv=mz(W -V). Тогда суммарная тяга ТВД в полете P={Ner^lV + mc[W-V). Наиболее характерный параметр ТВД — его эквивалентная мощность N9 — мощность, которая необходима для привода воз- душного винта, тяга которого равна суммарной тяге двигателя = (РУУъ = Хе + (РрЮЛв- При работе двигателя на месте, когда V=0, № э0 = Pq/? = + ^ро/Р» где Рр0 — реактивная тяга ТВД при работе на месте; Р — эмпирический коэффициент. Удельная эквивалентная мощность — отношение эк- вивалентной мощности к секундному расходу воздуха через двига- тель = Уэ/Юс. 6** 167
Экономичность турбовинтового двигателя оценивается у д е л ь н эквивалентным расходом топлива сэ — отношением сового расхода сн топлива к эквивалентной мощности 'Лв сэ = СЛ /ЛГэ • йй Для сравнения ТВД с ТРД по удельному расходу последний мож» определять как отношение часового расхода топлива к суммарна» гяге Ж cyA = chlP • ЯК Тепловая экономичность турбовинтового двигателя характер» зуется его эффективным к. п. д. т[е, показывающим, каю» часть тепла, введенного в двигатель в виде химической энергии тоН лива, превращается в полную эффективную работу Я где Яи — теплотворность топлива. Для современных турбовинтовых двигателей т)е=0,2-?0,3. 'Я 13.3. ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДВУХКОНТУРНЫЕ Я Стремление повысить тяговый к.п.д. ТРД на больших дозвукЯ вых скоростях полета привело к созданию турбореактивных двум контурных двигателей (ТРДД). Я В отличие от ТРД обычной схемы в ТРДД газовая турбина пр» водит во вращение (помимо компрессора и ряда вспомогательный агрегатов) компрессор низкого давления, называемый иначе вент» лятором наружного контура. Привод вентилятора наружного контЯ ра ТРДД возможен и от отдельной турбины, располагаемой за ту» биной компрессора. Существуют разнообразные конструктивный схемы ТРДД: с передним (на первых ступенях компрессора) ил® задним (на последних ступенях турбины) расположением вентиля тора; одно-, двух- или трехвальные; с полностью раздельными конт® рами или с некоторыми общими для обоих контуров элементами;® наличием или отсутствием в наружном контуре камеры сгорания® т. д. Простейшая схема ТРДД представлена на рис. 13.11. я Внутренний контур ТРДД представляет собой схему обычном ТРД. Наружный контур — кольцевой канал с расположенным в не® вентилятором. Поэтому двухконтурные турбореактивные двигателя называют иногда турбовентиляторными. ТРДД работает следующим образом. Набегающий на двигател воздушный поток поступает в воздухозаборник. Далее одна част воздуха проходит через компрессор высокого давления внутреннел контура, другая — через лопатки вентилятора (компрессора низко го давления) наружного контура. Так как схема внутреннего конту ра представляет собой обычную схему ТРД, то и рабочий процес в этом контуре аналогичен рабочему процессу в ТРД. Вентилято] наружного контура работает подобно многолопастному воздушному винту, вращающемуся в кольцевом канале. . 168
Рис. 13.11. Схема двухконтурного турбореактивного двигателя: / — входное устройство; 2 — компрессор низкого давления; 3 — компрессор высокого дав- ления; / — камера сгорания; 5 — турбина; 6 — выходное устройство наружного контура} 7 — выходное устройство внутреннего контура Характерный параметр ТРДД — степень двухконтурности /П =— ^Пц2/^в11 где /ле2 — расход воздуха, проходящего через наружный контур; /лВ] — расход воздуха, проходящего через внутренний контур. Тяга ТРДД складывается из тяг внутреннего и наружного контуров: Р\ = тв1 (^1 — V)', Р2 =^в2(^2— Тогда полная тяга ТРДД Р = тзХ - И) + тв2 (ГГ2 - V), где ТР1 — скорость истечения газа из реактивного сопла внутреннего контура; — скорость истечения воздуха из наружного контура Для реактивных двигателей тяговый к. п. д. т,р= 2/[( 1 +W7V)], где W — скорость истечения газа из выходного устройства двигателя; V — скорость полета. Уменьшение скорости истечения газа из выходного устройства способствует увеличению т)р. Благодаря наличию наружного кон- тура в ТРДД масса воздуха, вытекающего из него с малой скоро- стью, смешивается с газовым потоком, выходящим из внутреннего контура, и общая скорость газовоздушного потока снижается, приближаясь к скорости полета. Таким образом, чем больше сте- пень двухконтурности ТРДД, тем меньше скорость истечения газа из выходного устройства и тем выше тяговый к. п. д. Это очень важное преимущество ТРДД перед ТРД, применяемых на самоле- тах с дозвуковыми скоростями. ТРДД могут найти применение и на сверхзвуковых самолетах, но для увеличения их тяги необходимо предусмотреть сжигание топлива в наружном контуре. Для быстрого увеличения (форсиро- вания) тяги ТРДД иногда топливо сжигается дополнительно либо 169
в воздушном потоке наружного контура, либо за турбиной внутрЯ него контура. . J При сжигании дополнительного топлива в наружном контря необходимо увеличивать площадь его реактивного сопла для сел ранения неизменными режимов работы обоих контуров. При ня соблюдении этого условия расход воздуха через вентилятор наруЯ ного контура уменьшится вследствие повышения температуры гаа между вентилятором и реактивным соплом наружного контур! Это повлечет за собой снижение потребной мощности для врани ния вентилятора. Тогда, чтобы сохранить прежней частоту вращя ния вала двигателя, придется во внутреннем контуре снизить тем пературу газа перед турбиной, а это приведет к уменьшению тяв вГ этом контуре. Повышение суммарной тяги будет недостаточные а в некоторых случаях суммарная форсированная тяга может ок^ заться меньше суммарной тяги обычного ТРДД. Кроме того, фоп сирование тяги связано с большими удельными расходами топлива Все это ограничивает применение данного способа увеличений тяги. Однако форсирование тяги ТРДД может найти широкое при менение при сверхзвуковых скоростях полета. Г л а а а 14 3 ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ | 14.1. ПРИНЦИП РАБОТЫ J У самолетов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями сил® тяги создается вращающимся воздушным винтом в результате otJ брасывания струи воздуха назад по направлению оси вращений винта. i Воздушный винт (рис. 14.1) состоит из лопастей, втулки, слу-^ жащей для крепления всех частей эйнта и передачи крутящего^ момента вала двигателя, и механизма поворота лопастей (измене-; ния угла установки лопастей). Силу тяги винта создают его лопасти, сечение которых имеет ту же форму, что и профиль крыла (рис. 14.2). Однако в отличие от крыла, которое обычно движется только поступательно, винт< еще и вращается. Окружная скорость каждого сечения лопасти Ur зависит от частоты вращения пс и расстояния сечения до оси вра- щения г иг = 2лгпс. Результирующая скорость в данном сечении Wr складывается из скорости полета V и окружной скорости вращения сечения иг: 1ГГ = ]/ ^2 4-ц2. 170
рис. 14.1. Основные части воздушного винта: j _ втулка; 2 — лопасть; 3 — механизм по- ворота лопастей рис. 14.2. Схема работы воздушного винта Обозначим угол между хордой сечения лопасти и плоскостью вращения винта <р и назовем его углом установки сечения лопасти. Угол между хордой сечения лопасти и направлением потока Wr называется углом атаки а сечения лопасти. Обычно этот угол мень- ше угла установки лопасти и равен ему только тогда, когда посту- пательная скорость самолета и винта равны нулю, т. е. когда са- молет с работающим двигателем стоит на месте. При набегании воздушного потока на сечение лопасти под углом а возникает пол- ная аэродинамическая сила АР, разложив которую на составляю- щие по направлениям: одно в плоскости вращения, а другое по направлению полета, получим элементарную силу сопротивления вращению лопасти AQ и элементарную силу тяги АР. Просумми- ровав по радиусу элементарные силы тяги в каждом сечении всех лопастей воздушного винта, получим полную силу тяги винта Р = '%ЬРк, где к — число лопастей. Элементарные силы сопротивления вращению создают момент, на преодоление которого затрачивается мощность двигателя. Для любого сечения лопасти скорость V остается неизменной, но скорость ит, зависимая от радиуса г, будет меняться по линей- ному закону от нуля на оси винта до максимального значения на конце лопасти. Таким образом, у каждого сечения лопасти резуль- 171
тирующая скорость Wr будет отличаться по значению и направлИ нию. Следовательно, если угол установки у каждого сеченяИ лопасти сделать одинаковым, то углы атаки сечений получат^И разными. Они будут максимальными на конце лопасти, уменьшатся при уменьшении радиуса, в каком-то сечении равны нулю и приму® отрицательные значения у комля. Плоско-выпуклое крыло разам вает подъемную силу только при положительном угле атаки. Сл<Я довательно, для получения наивыгоднейшего соотношения сил тягЯ и сил сопротивления вращению лопасти должны иметь переменные по радиусу углы установки (большие у комля и меньшие на конце лопасти), определенные форму в плане и профиль сечения. '1 Из приведенных рассуждений также следует, что при неизменЯ ном угле установки лопасти ср, сохранении постоянной частоты врав шения и увеличения скорости полета углы атаки сечений лопаете будут уменьшаться и даже принимать отрицательные значениям Если же скорость полета остается неизменной, то увеличение частое ты вращения приводит к увеличению угла атаки. 1 .1 14.2. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ К основным геометрическим характеристикам винта относятся^ диаметр винта, площадь, ометаемая винтом, ширина и толщиная лопасти, шаг винта, крутка лопасти, покрытие, число лопастей^ Диаметр винта D — диаметр окружности, описываемой концом лопасти при вращении винта. Это главнейшая характерис-] тика винта, определяющая его размеры, а следовательно, тягу сопротивление вращению. При выборе диаметра винта исходят- изя аэродинамических соображений, а также из соображений допусти-*! мых размеров винта, от которых зависят высота шасси, длина центД роплана для двухдвигательного самолета и другие параметры.^ Диаметр современных винтов составляет 3—6 м. ' Площадь, ометаемая винтом,— площадь диска, опи-‘ сываемого лопастями винта при его вращении • J F = (.TD2Z4)(l-e2). ; Здесь через | обозначен так называемый коэффициент нерабо- чей части винта, составляющий — 0,25, т. е. около четверти диамет- ра винта занято втулкой и не создает тяги. Ширина лопасти/) — размер хорды сечения лопасти. Мак- симальную ширину лопасть имеет примерно на половине радиуса. У винтов с прямоугольными лопастями ширина вдоль лопасти за исключением прикорневой части постоянная, измеряется в процен- тах диаметра винта. У современных винтов максимальная ширина лопасти составляет 8—10%• Ширина лопасти определяет ее форму в плане. Толщина лопасти с на каком-либо радиусе — наибольшая толщина сечения лопасти на этом радиусе. Она изменяется вдоль радиуса, уменьшаясь к концу лопасти. Обычно толщину лопасти 172
выражают в процентах ширины. Металические лопасти имеют на конце толщину 4—5%. Толщина лопасти в значительной степени влияет на аэродинамику винта. Угол между плоскостью вращения винта и хордой сечения лопасти называется углом установки элемента лопасти <р. Он меняется по длине лопасти, умень- шаясь к концу. Для определения положения лопасти вводят понятие угла уста- новки лопасти на одном каком-либо радиусе. За номинальный ра- диус при теоретических расчетах принимают величину, равную 0,75 радиуса винта, а на практике — расстояние от центра, равное 1 000 мм для винтов с диаметром менее 4 м и 1 G00 мм для винтов с диаметром более 4 м. Шаг винта на каком-либо сечении лопасти — расстояние, ко- торое пройдет это сечение в осевом направлении при повороте винта на один оборот при ввинчивании в воздух, как в гайку. Шаг винта может быть постоянным и переменным вдоль лопасти. Понятие шага в настоящее время применяется только для харак- теристики способа закрепления лопастей во втулке. Крутка лопасти — изменение по радиусу винта углов меж- ду хордой сечения на данном радиусе и хордой па каком-либо ра- диусе, выбранным основным. Таким основным радиусом считается относительный радиус, равный 0,75 R. Тогда крутка лопасти будет равна <р—сро.75/г- Коэффициент покрытия винта — произведение числа лопастей на максимальную относительную ширину сечения лопасти. Число лопастей чаше всего равно четырем, а для винтов поршневых маломощных двигателей — двум и трем. У винтов, пред- назначенных для двигателей очень большой мощности, число лопас- тей может достигать шести. Иногда устанавливают два соосных четырехлопастных винта. 14.1 СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЛОПАСТИ ВИНТА На лопасть вращающегося винта действует аэродинамическая сила, центробежная сила самой лопасти, при наличии противове- са— центробежная сила противовеса и сила трения в узлах креп- ления. Результирующая аэродинамическая сила сечения лопасти обычно не проходит через ось поворота лопасти и создает момент, который стремится увеличить угол установки и угол атаки винта. При вращении винта каждая частица его подвергается действию центробежной силы F (рис. 14.3). Под действием этой силы лопас- ти стремятся оторваться от втулки. Так как лопасти установлены под углом к плоскости вращения, возникают поперечные составляю- щие центробежных сил Р, которые стремятся повернуть лопасть в плоскости вращения, т. е. уменьшить угол установки. Некоторые винты снабжаются противовесами, жестко связан- ными с лопастями винтов и вращающимися вместе с винтом. Воз- никающий при вращении винта момент Л4Пр в зависимости от рас- 173
Рис. 14.3. Схема действия центробежных сил на лопасть воздушного винта: положения противоя стремится перевести ы либо на больший, либо^ меньший шаг. Обы^ противовесы устанавлг^ лись для перевода вщ на большой шаг. В наст) щее время винты с П| тивовесами встречают редко. Сила трения в лопа1 ном гнезде у винта из1 няемого шага возника при изменении угла yci новки лопасти. 14.4. ТИПЫ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ Винты могут быть Т| нущими и толкай щ и м и. Винты первоп типа устанавливают впе Ft и Fj — центробежные сялы; Rt и Rs — составляю- щие центробежных сил. направленные параллельно оси лопасти; Pt н Рг — поперечные составляющие цен- тробежных сил лопастей; — центробежные силы противовеса реди фюзеляжа и крыла, винты второго типа — в их хвостовой час? ти. Из соображений компоновки преобладающее использование по? лучили тянущие винты. При выборе типа винта приходится учиты^ вать и то, что отлетающие кусочки льда при обледенении самоле^ та могут повредить лопасти винта, расположенного за крылом и фюзеляжем. На двигателях большой мощности выгодно бывает установить, два винта, вращающихся в разные стороны. Такие винты называют соосными. Применение этих винтов позволяет не только снять большую мощность с вала двигателя, но и вследствие уменьшения потерь на закручивание воздушного потока получить несколько больший к. п. д. Соосные винты, вращаясь в разные стороны, почти не создают реактивного момента, что весьма важно для обеспече- ния поперечного равновесия самолета. Наиболее простым является винт фиксированного шага (ВФШ), у которого втулка и лопасти выполняются целыми. Мате- риалами для изготовления таких винтов чаще всего служит древе- сина. Так как у ВФШ установочный угол в полете не изменяется, то он будет выгоден лишь при полете в весьма ограниченном диапазоне скоростей. В остальных случаях к. п. д. винта невысок. Винты, у которых угол установки лопастей можно изменять в полете, называют винтами изменяемого шага (ВИШ). «Попасти таких витов относительно своих продольных осей автома- тически или по воле пилота могут поворачиваться, изменяя угол установки. 174
Для уменьшения лобового сопротивления при отказе двигателя в полете применяют флюгерные винты изменяемого шага, ло- пасти которых с помощью специального привода принудительно или автоматически устанавливаются в положение наименьшего сопро- тивления при остановленном винте. Это достигается при угле уста- новки лопастей 83—85°. Широкое применение в последние годы получили реверсив- ные винты — ВИШ с приспособлениями, позволяющими устанав- ливать лопасти таким образом, что винт при'вращении развивает отрицательную тягу. Наличие отрицательной тяги позволяет сокра- тить длину послепосадочного пробега, увеличить угол планирова- ния, повысить маневренность самолета при движении на земле. Угол установки лопастей у ВИШ может изменяться механичес- ким, гидравлическим и электрическим приводами. Механическим называется такой винт, у которого поворот лопастей на тот или иной угол осуществляется либо пилотом, либо теми силами, которые возникают при работе винта и изменяются при изменении режима работы. Иногда такие винты называют аэромеханическими. У гидравлических винтов изменяемого шага угол установ- ки лопастей изменяется при помощи гидравлического двигателя под действием давления масла. Давление создается насосом, приводи- мым во вращение авиационным двигателем. Для питания насоса используется масло, идущее на смазку двигателя (неавтономный винт), а также масло, не входящее в систему смазки двигателя (автономный винт). Угол установки лопастей может изменяться поршневым или шестеренчатым гидравлическим двигателем. Подвижной элемент поршневого двигателя соединяется с -ло- пастью двумя способами: поршень передает движение обойме — траверсе или поводку, связанному с эксцентрично установленным пальцем па лопасти или стакане, в котором крепится лопасть (рис. 14.4, а и б). Поршень со стаканом лопасти может быть связан при помощи шатуна (рис. 14.4, в); Рис. 14.4. Гидравлические винты изменяемого шага обратного (а), прямого (б) и двойного действия (з): / — цилиндр; 2 — поршень; 3— траверса; 4 — сухарь; 5 — палец лопастей; 6 — лопасть; 7 — противовес; 8 — шатун '~ 175
поршень, двигаясь поступательно, перемещает палец, уставом ленный в винтовом вырезе обоймы, а тот в свою очередь поворачм вает обойму. Это движение передается лопастям через коническую! зубчатую передачу. ] Гидравлические винты бывают обратного, прямого и двойного^ действий. ; Винт обратного действия — винт, у которого лопасти" поворачиваются на малый шаг под действием момента поперечных составляющих центробежных сил лопастей Л1Цб, а на большой шаг — под действием момента Л1Мех, создаваемого гидравлическим меха- низмом. При прекращении подачи масла или нарушении герметич- ности системы лопасти винта поворачиваются на минимальный шаг под действием указанных центробежных сил. Как следствие этого, в полете произойдет «раскрутка» двигателя, т. е. частота вращения вала двигателя резко превысит максимально допустимую. Пилот должен будет выключить двигатель во избежание его разрушения. Винт прямого действия — винт, у которого лопасти пово- рачиваются на малый шаг под действием момента Ммех> создавае- мого гидравлическим механизмом, а на большой шаг под дейст- вием разности моментов центробежных сил противовесов Alnp и центробежных сил лопастей Л4цб (см. рис. 14.4, б). При прекраще- нии подачи масла лопасти такого винта устанавливаются на мак- симальный шаг. Для винтов прямого действия раскрутка не опасна. Вес таких винтов больше веса винтов обратного действия, но преи- муществом их является возможность получения некоторой мощнос- ти (до 70% максимальной) при прекращении подачи масла к винту. Винт двойного действия — винт, лопасти которого уста- навливаются на малый шаг под действием момента Ммех, созда- ваемого гидравлическим механизмом, и момента центробежных сил лопастей Мцб, а на большой шаг только при помощи гидравлическо- го механизма. Для предупреждения поворота лопастей винта двойного дейст- вия на малый шаг при отказе системы подачи масла предусмот- рен механизм, называемый фиксатором шага. В случае прекраще- ния подачи масла фиксатор шага запирает масло в полости большого шага цилиндровой группы винта, и лопасти остаются на том шаге, на котором находились в момент аварии. Фиксатор шага может быть установлен и на винте обратного действия, но только при двухканальном подводе масла к винту. Электрические винты изменяемого шага — вин- ты, лопасти которых поворачиваются на нужный угол при помощи электродвигателей. На одном винте может быть установлен один электродвигатель или несколько (по числу лопастей). В последнем случае поворот лопастей синхронизируется. У некоторых винтов электродвигатель установлен на авиационном двигателе, и движе- ние лопастям передается при помощи дифференциальной зубчатой передачи. Электродвигатели выбирают всегда реверсивные, так как лопасти должны поворачиваться в обе стороны. Питание двигатели 176
получают от общей электросети самолета. Электродвигатели, при- водящие в действие лопасти винта, снабжаются концевыми вык- лючателями, которые отключают двигатели в момент, когда лопас- ти повернутся на предельный малый или большой шаг. Глава 15 СИСТЕМЫ АВИАЦИОННЫХ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК 1S.1. ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ Топливная система предназначена для размещения запаса топ- лива, обеспечивающего полет ЛА на заданную дальность или с задан- ной продолжительностью, и бесперебойной подачи его к двигателям в необходимом количестве и под достаточным давлением. Топлив- ные системы на некоторых ЛА выполняют вспомогательные функ- ции: охлаждение бортовых систем, балансировку ЛА и др. Топливная система (рис. 15.1) включает следующие основные элементы: баки или отсеки самолета, в которых размещается необходимый для полета запас топлива; краны управления питанием (переключением баков); краны экстренного отключения подачи топлива к двигателям (пожарные краны); Рис. 15.1. Схема топливной системы самолета: / — топливные баки; 2 — дренажный трубопровод; 3 — трубопроводы подачи топлива к дви- гателям; 4—кран перекрестного питания двигателей топливом; 5 — перекрывной края; б — фильтр; 7 — топливно-масляный радиатор; 8 — расходомер; 9 — топливный <..сос двигателя; 10—насосы подкачки; 11 — обратные клапаны; /2 —заливные горловины 177
краны для слива отстоя топлива из разных точек системы; -.W фильтры для очистки топлива; Я насосы, подающие топливо к двигателям и перекачиваюпЯ топливо из одних баков в другие; Ш приборы контроля количества, расхода и давления топлива; Я трубопроводы для подачи топлива к двигателям, сое ди не нЯ баков с атмосферой и т. д. Я Баки требуются для размещения топлива, запасы которого Л современных самолетах могут достигать многих десятков тонн,Я устанавливаются в крыле и реже в фюзеляже. Применяют три тиЛ топливных баков: жесткие, мягкие и баки-кессоны. J Жесткие баки изготавливают, как правило, из легких алюмЯ ниевомарганцевых сплавов, которые допускают глубокую штампов ку и выколотку, хорошо свариваются, обладают большой эластив ностью и устойчивостью против коррозии. Для придания бакаЯ необходимой прочности и жесткости они имеют каркас из продолм ных и поперечных перегородок и профилей. Поперечные перегороД ки одновременно служат для уменьшения ударов, возникающих Я результате перемещения топлива внутри бака при полете с усксЙ рением. Баки малых размеров могут не иметь внутренних перего- родок. ; Широко распространены мягкие баки. Они проще в эксплуата^ ции, более долговечны, имеют меньшую массу. Выполняют мягкие баки из специальной резины или пластических материалов. Тонкие резиновые баки выклеивают на болванках из ткани и одного или двух слоев резины из синтетического полисульфидного (тиокодово- го) каучука. В такие баки вклеивают резино-металлическую арма-; туру: фланцы для датчиков топливомера, заправочные горловины^ соединительные патрубки, гнезда замков крепления и т. д. Устанав-j ливают резиновые тонкостенные баки в контейнерах внутри крыла: или фюзеляжа. Бак-кессон представляет собой соответствующим образом за- герметизированный внутренний объем части крыла. Его гермети- зируют синтетическими пленками. Заклепочный шов выполняют герметичным, для чего заклепки предварительно покрывают гер- метиком. Окончательная герметизация обеспечивается многократ- ным покрытием всей внутренней поверхности жидким герметиком» вулканизирующимся при комнатной температуре. Крышки эксплуа- тационных люков баков-отсеков крепятся на болтах с резиновыми уплотнительными кольцами и герметичными (глухими) гайками. Несмотря на трудности герметизации баки-отсеки получили широ- кое применение, так как в них можно разместить достаточное коли- чество топлива и занять при этом возможно меньший объем. Краны, устанавливаемые в системе питания двигателей топли- вом, позволяют управлять подачей его к двигателям от соответст- вующих баков (или групп баков), а также отключать подачу топли- ва к вышедшему из строя двигателю п т. д. В соответствии с назначением все краны делятся на перекрывные (пожарные), коль- цевания и сливные. 178
Перекрывные краны предназначены для перекрытия топливного трубопровода и устанавливаются за насосами с таким расчетом, чтобы при их закрытии мгновенно прекращалась подача топлива к двигателям. Краны кольцевания обеспечивают питание топливом всех двигателей при выходе части насосов из строя. Сливные краны служат для слива топлива или его отстоя из баков, фильтров и т. д. Фильтры топливных систем предназначены для защиты карбю- раторов, агрегатов непосредственного впрыска, командно-топлив- ных агрегатов и других элементов топливо-регулирующей аппаратуры от попадания в них твердых частиц. Хотя топливо, заправляемое в баки, фильтруется и баки защищаются от попада- ния в них механических примесей, но в процессе эксплуатации возможно образование продуктов коррозии трубопроводов и агре- гатов топливной системы, кусочков резиновых прокладок и т. д. Наличие самого незначительного количества воды в топливе резко повышает его коррозирующие свойства и, кроме того, может при- вести к засорению трубопроводов в случае появления льда при низких температурах. Особенно опасно выпадание влаги и обра- зование льда в трубопроводах топливных систем современных вы- сотных самолетов, которые за короткое время могут набрать боль- шую высоту, в результате чего образование конденсата резко ускоряется. В топливных системах применяют сетчатые металличе- ские, шелковые, щелевые, металлокерамические, бумажные и меха- нические фильтрующие устройства. Насосы топливной системы служат для подачи топлива к двига- телям в полете на всех высотах, при любых эволюциях из всех баков или групп баков. Насосы по назначению разделяют на подкачивающие и пере- качивающие, а по типу привода — с приводом от авиадвигателя и с автономным приводом, как правило, от электродвигателя. Из большого разнообразия конструкций и типов насосов наибольшее распространение получили центробежные насосы низкого давления, поршневые и шестеренные — высокого давления. На современных самолетах обычно устанавливают два насоса подкачки, один из которых с электрическим приводом размещают в топливном расходном баке или в начале трубопровода подачи топлива, а другой с приводом от авиадвигателя — в конце трубо- провода перед насосом подачи (высокого давления). Такая уста- новка насосов обеспечивает надежное питание двигателей топли- вом. Насосы перекачки предназначены для перекачки топлива из тех баков, из которых оно должно вырабатываться в первую очередь, в баки расходные, т. е. в баки, из которых топливо направляется непосредственно к двигателям. Выработка топлива из разных баков или групп их диктуется необходимостью сохранить строго опреде- ленную центровку самолета в течение всего полета и обеспечить нужную разгрузку крыла. 179
Трубопроводы топливной системы, обеспечивающие подачу тоИ лива к двигателям, сообщение баков с атмосферой, заправку тоЯ ливом под давлением, выполняют чаще всего из алюминиевоЯ сплава и шлангов с соединительной арматурой. Наиболее распрЯ страненные соединения трубопроводов следующие: дюритовся (гибкое на стяжных хомутах) и ниппельное (жесткое). В последней время широкое применение нашли гибкие металлические рукава, кс| торые хорошо сопротивляются вибрационным нагрузкам, удобш при монтаже, относительно легки. : Выработка топлива из баков осуществляется самолетным! подкачивающими насосами, давление на выходе из которых долж но быть больше минимально допустимого, на которое настроен дат чик сигнализатора давления. За насосом подкачки обычно устанав ливают обратный клапан, препятствующий обратному движений топлива, которое возможно в сложном трубопроводе. Перекрывноя кран предназначен для быстрого прекращения поступления топлив^ и отключения топливной системы самолета от двигателей. В топливных системах гидравлические сопротивления от бака до насоса двигателя достигают больших значений, что вызывает необ- ходимость установки дополнительного подкачивающего насоса, ко-j торый обеспечивает необходимое давление топлива на входе в ос- новной насос двигателя. Если предусматривается охлаждение мас- ла системы смазки двигателя топливом, то в топливной системе ус- танавливают топливно-масляный радиатор. Характерная особенность топливной системы современных само- летов— большая емкость баков. Заправить большое количество топлива через верхние горловины баков — сложный, трудоемкий процесс. Поэтому на подавляющем большинстве самолетов имеют- ся системы централизованной заправки топливом снизу под давле- нием. Они позволяют провести заправку за очень короткое время. Система заправки топливом каждого самолета состоит из зап- равочных горловин (штуцеров), щитка управления заправкой, тру- бопроводов подвода топлива в заправляемые баки или группы ба- ков, кранов заправки с электрическим дистанционным управлением, поплавковых предохранительных клапанов, исключающих перепол- нение баков при отказе кранов заправки. Вынужденная посадка самолета сразу после вылета, т. е. при максимальной полетной массе, в ряде случаев вследствие ограни- ченной прочности шасси недопустима. Облегчение самолета в этих аварийных случаях может быть достигнуто сливом топлива. Система аварийного слива топлива в полете должна удовлет- ворять следующим основным требованиям: определенное количест- во топлива (достаточно облегчающее самолет) должно быть слито за время 10—15 мин; при сливе топлива центровка самолета долж- на изменяться незначительно; сливаемое топливо не должно по- падать в зону горячих газов. Система аварийного слива топлива состоит из кранов, трубо- проводов и кранов управления сливом. 180
Для исключения деформации топливных баков, которая может возникнуть при большой разности давлений внутри бака и окру- жающей среды по мере выработки топлива при аварийном сливе- или централизованной заправке под давлением, топливные баки сообщаются с атмосферой через дренажные трубопроводы. Работа топливной системы зависит от избыточного давления в надтопливном пространстве бака, необходимое значение которога может быть достигнуто наддувом баков, воздухом за счет скорост- ного напора, воздухом от компрессоров двигателя или из бортовых баллонов, нейтральными газами из бортовых баллонов или спе- циальных систем. Наддув баков нейтральными газами служит и противопожарным средством. 15.2. МАСЛЯНЫЕ СИСТЕМЫ Надежность работы силовой установки зависит от условий смаз- ки трущихся деталей двигателя и достаточного отвода тепла от era агрегатов и деталей. Смазка трущихся поверхностей подвижных соединений необходима для уменьшения трения и износа деталей, предохранения их от коррозии, отвода тепла, выделяющегося при трении. Даже кратковременное прекращение подачи масла при- водит к быстрому перегреву двигателя, разрушению подшипников, заклиниванию ротора ТРД, обрыву шатунов поршневого двигателя, а иногда и полному разрушению двигателя. Масло в силовых уста- новках используется, кроме того, и в качестве рабочей жидкости различных автоматических устройств: командно-топливных агрега- тов, регуляторов оборотов, механизмов управления воздушными винтами и др. Системы смазки современных авиационных двигателей состоят из внешнего и внутреннего участков. Внешний относится к обору- дованию силовой установки, внутренний — к двигателю. В масляную систему входят бак для размещения необходимо- го запаса масла, радиатор, охлаждающий масло, насосы, подающие масло во внутреннюю систему смазки и откачивающие горячее масло из двигателя через радиатор в бак, сливной кран, термометры, манометры и трубопроводы. Распространение получили две основ- ные схемы масляной системы: одноконтурная и двухконтурная. В первой масло циркулирует по схеме бак — двигатель — радиа- тор— бак (рис. 15.2). Во второй масло движется по пути двига- тель— радиатор — двигатель, а из бака идет только подпитываю- щая, необходимая для пополнения расхода, часть масла. Одноконтурная масляная система находит преимущественное применение на самолетах с поршневыми и турбореактивными дви- гателями, а двухконтурная на самолетах с турбовинтовыми и двухконтурными двигателями. Масляные системы многодвига- тельных самолетов могут быть раздельными, т. е. индивидуальны- ми для каждого двигателя, и реже — общими для группы двигате- лей на правой или левой части крыла. В последнем случае каждая 181
Рие. 15.2. Принципиальная схема е| ноконтурной масляной системы*.! 1 — бак; 2 — заливная горловина; 3 — ця тробежный суфлер; 4 — индикаторы тега ратуры н давления; 5. б — электрнчесп передачи и датчики; 7 — приемные устра ства датчиков; 8 — нагнетающий и acai 9 — обратный клапан; 10 — радиатор; 114 фильтр; 12 — воздухоотделитель; /S — aj качнвающне насосы; 14 — двигатель j группа состоит из главного бака, расходных баков для каждой двигателя, радиатора и других агрегатов. Масло под давление! подается из главного бака в расходные, а оттуда к двигателю. Система смазки ТРД значительно проще, чем поршневого илв ТВД, так как у него меньше объектов смазки; количества масла прокачиваемого через ТРД двигатель, в 5—7 раз меньше, чем через поршневой. Поэтому маслобак системы смазки ТРД значительно меньших размеров и иногда включается в конструкцию двигателя^ в некоторых случаях такие системы не нуждаются в дополнителы ном охлаждении масла с помощью радиатора. ’ Масляный бак предназначен для размещения запаса масла, необходимого для надежной работы двигателя в полете. Запас масла берется с учетом непрерывного расходования его двигателем в результате сгорания и выброса в атмосферу. Расходуемое масло заменяется свежим из бака. Масляные баки изготавливают клепанно-сварными или сварны- ми из алюминиевых сплавов, пригодных для глубокой штамповки. Кроме металлических, в масляных системах устанавливают клее- ные баки из керосиноустойчивой резины и слоев капроновой ткани. Часто такие баки помещаются в металлический контейнер. Масло- баки устанавливают обычно в непосредственной близости к двига- телю. Для обеспечения бесперебойной подачи масла в двигатель необходимо полость маслобака сообщить с атмосферой или поддер- живать в баке некоторое избыточное давление. Последнее необхо- димо для самолетов, предназначенных для полета на больших высотах. Системы сообщения баков с атмосферой бывают закрытые, т. е. такие, в которых внутренние полости двигателей связываются тру- бопроводами с баками, в свою очередь двигатель сообщен с ат- мосферой, и открытые, у которых бак сообщен с атмосферой непос- редственно или через маслосборный (дренажный) бачок. При закрытой системе уменьшается возможность попадания пыли и атмосферной влаги в бак и двигатель, в случае перегрева масла или излишнего образования пены уменьшается выброс масла наружу. Концы трубок, сообщающих бак или маслосборный бачок с атмосферой, должны выводиться в местах с высокой температурой (около выпускных труб, радиаторов и т. д.), чтобы исключить их обмерзание. 182
Радиаторы предназначены для охлаждения нагретого в двига- теле масла. Они изготовляются из материалов с высокой тепло- проводностью: медных или латунных труб, образующих сотыг латунных перегородок и обечаек. Концы трубок разделаны по форме шестигранников. Набранные в корпус трубки плотно при- легают одна к другой только разделанными концами, которые спая- ны между собой и впаяны в корпус радиатора. Между трубками* образуются каналы, по которым циркулирует горячее масло. Внутри трубок протекает охлаждающий воздух или топливо, посту- пающее в двигатель. Для входа и выхода масла на радиаторе имеются патрубки. Для увеличения теплоотдачи межпатрубное пространство радиа- тора разделено перегородками на отдельные секции. Каждая пере- городка с одной стороны (вверху или внизу) имеет прямоугольные прорези, через которые масло попадает из одной секции в другую, проходя последовательно все секции и каждый раз меняя свое направление. На современных самолетах для упрощения пользования масля- ными системами в длительном полете используют автоматические системы, с помощью которых в заданных пределах поддерживается температура масла. 15.3. СИСТЕМЫ ВСАСЫВАНИЯ, ВЫПУСКА 1 И РЕВЕРСИРОВАНИЯ ТЯГИ Системы всасывания предназначены для подвода воздуха к пот- ребителю, в первую очередь к двигателю, и обеспечения макси- мального использования на всасывании скоростного напора. Кроме того, система всасывания должна обеспечить очистку воздуха, защиту от попадания в двигатель посторонних предметов, подогрев и в отдельных случаях охлаждение воздуха. Забор воздуха проис- ходит при помощи специальных воздухозаборников, число которых должно быть наименьшим. Для этого в ряде случаев объединяют различные по назначению воздухозаборники в общий. Расположение воздухозаборников зависит от типа двигателя, схемы самолета и места установки двигателя (рис. 15.3). Воздухо- заборники, располагаемые в носовой части фюзеляжа либо в пе- редней части гондолы двигателей, называют лобовыми. Расчеты показывают, что у них наименьшие потери напора. У самолетов с верхними, нижними, боковыми и крыльевыми воздухозаборниками тяга двигателя получается меньше вследствие больших потерь в искривленных воздухоподводящих каналах, косвенного влияния пограничного слоя. При выборе места для воздухозаборника необходимо учитывать ряд особенностей. Главные из них следующие: работа заборника при различных углах атаки и скольжения, неравномерность расп- ределения скоростей по сечению капала на входе в двигатель (что очень важно для осевых компрессоров). Нижний заборник хороню 183
4 Рис. 15.3. Схемы расположения воздухозаборников на самолете с ТРД: / — в носовой части фюзеляжа; 2 — в передней части гондолы двигателей; 3 — в носовой части с управляемым центральным конусом; 4 — по бокам фюзеляжа; 5—над фюзеляжем; 6 — под фюзеляжем работает (т. е. обеспечивает эффективное использование скорост- ного напора) на положительных углах атаки. Однако он затруд- няет компоновку передней опоры шасси и засасывает пыль, мел- кие камни и т. д. Верхний заборник последнего недостатка не имеет, но ему присущ другой: он плохо работает на положительных углах атаки, приводя к большим потерям тяги и в некоторых случаях к самовыключению двигателя. Лобовые, боковые и крыльевые воз- духозаборники удовлетворительно работают как на положитель- ных, так и на отрицательных углах атаки, но их работа ухудшается при скольжении самолета. Рациональное проектирование воздухозаборника особенно важ- но для сверхзвуковых самолетов. При дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета (М= 1,3-?-1,6) может применяться дозвуковой воздухозаборник. На сверхзвуковой скорости перед входом в такой воздухозаборник образуется прямой скачок уплот- нения, за которым скорость потока становится дозвуковой. Потери полного давления, а следовательно, и тяги растут с увеличением скорости полета. Для уменьшения их целесообразно тормозить по- ток системой косых скачков. С этой целью во входном канале ус- танавливают центральный конус, который желательно снабжать устройством для управления перемещением (чтобы подбирать оп- тимальный сверхзвуковой вход). О важности правильно спрофилированного воздухозаборника можно судить хотя бы по тому, что при скорости полета, в 3 раза превышающей скорость звука, воздухозаборник может сжать пос- тупающий в двигатель воздух до давления, в 30 раз превышающе- го его начальное давление. Заборники воздуха поршневых двига- телей могут быть выступающими и располагаться внутри капота двигателя. Последние встречаются реже, так как у них в меньшей 184
степени используется скоростной напор, хотя они и имеют несколь- ко меньшее лобовое сопротивление. Заборники воздуха поршневых двигателей часто снабжают фильтрами, предохраняющими двигатели от пыли при движении самолета по аэродрому. Взлет с включенным пылефильтром произ- водится только при острой необходимости, т. е. при большой концентрации пыли в воздухе. Во всех остальных случаях филк^п должен быть отключен, так как он значительно уменьшает количе- ство поступающего воздуха, снижая мощность двигателя. Для защиты турбореактивных двигателей от попадания в них через всасывающие каналы мелких предметов и пыли воздухоза- борники оборудуют защитными устройствами в виде решетки (сетки) с размером ячеек 4—5 мм. Однако наличие решеток при- водит к значительным потерям тяги вследствие больших гидравли- ческих сопротивлений. Кроме того, эти решетки легко подвергаются обледенению и, следовательно, требуют дополнительных устройств для их обогрева. Более надежным способом защиты воздушного тракта от попа- дания в него мелких предметов при работе двигателя на земле является создание воздушной завесы на входе в воздухозаборник. С этой целью часть воздуха отбирается от компрессора двигателя и направляется вниз через специальные отверстия на входе в воз- духозаборник, что приводит к разрушению вихря, подсасывающего в воздухозаборник с земли мелкие камни и другие предметы. Для двигателей с карбюраторами часто бывает необходимо подогревать поступающий воздух для устранения обледенения кар- бюратора. Для подогрева воздуха используется тепло продуктов горения. Обледенение воздухозаборников приводит к увеличению входных потерь, уменьшению тяги и мощности, попаданию в комп- рессор кусочков льда, которые могут разрушить лопатки. Для пре- дохранения заборников от обледенения применяют противообледе- нители. Источником тепла может быть горячий воздух, отбираемый от компрессора двигателя, электричество и отработавшие газы. Выпускные устройства газотурбинных двигателей (рис. 15.4) служат для преобразования потенциальной энергии газового потока в кинетическую, отвода газов за пределы самолета с наименьшими Рис. 15.4. Выпускные устройства ТРД: раздвоенное; б — с удлинительной трубой; а — схема сопла сверхзвукового самолета 185
тепловыми и гидравлическими потерями и защиты элементов ко) струкции самолета от нагрева. « Трубы, по которым выводится струя газов ГТД, работают по действием высоких температур и давления, поэтому они должн: быть высокопрочными. Кроме того, необходима тепловая изол$ ция труб от элементов конструкции самолета, которая выполняет ся из алюминиевой фольги, стеклянной или асбестовой ваты. Н изоляцию надевают стальные или алюминиевые разрезные кожух! которые закрепляют стяжными лентами. Если турбореактивный двигатель помещен в средней части фиЗ зеляжа или в крыле, то необходимо устанавливать удлинительнь^ трубы. С реактивной трубой удлинительная соединяется при пс мощи специального телескопического подвижного соединения. На дозвуковых самолетах до настоящего времени применяютс! простые сужающиеся сопла. Для полета со скоростями, соответст вующими большим числам М, конструкция сопла должна быт] иной, так как в простом сужающемся реактивном сопле невозмож но полностью использовать перепад давлений. Это приводит i снижению удельной тяги двигателя. Для самолетов со сверхзвука выми скоростями полное расширение газа обеспечивается постанов; кой сопла, имеющего сужающуюся (дозвуковую) и расширяющуюся (сверхзвуковую) части (см. рис. 15.4, в). Такое сопло называю^ соплом Лаваля. ) Для отвода продуктов горения из поршневых двигателей служак выпускные системы — выпускные коллекторы или индивидуальный патрубки на каждом цилиндре. В продуктах горения поршневыд двигателей заключена почти половина энергии топлива. Для рацио* нального использования этой энергии в ряде случаев устаналивают выпускные реактивные патрубки, турбокомпрессоры, вращаемый выпускными газами, которые приводят в действие нагнетатели для повышения высотности двигателя, и, наконец, тепло этих газов! используется для работы системы отопления самолета и борьбы с] обледенением. ; Реверсивное устройство позволяет изменить направление тягж на обратное. Реверсивная тяга используется для сокращения длины] пробега, торможения в полете при выполнении маневра. Ее можно? получить на самолетах, использующих в качестве движителей как! воздушные винты, так и ТРД. В первом случае для получения отрицательной тягн лопасти! винта устанавливают таким образом, что винт работает с отрица^ тельными углами атаки. Длина пробега тяжелого транспортного самолета при исполь-' зовании реверсивных винтов уменьшается па 30%, а при одновре-. менпом использовании реверсивных винтов и тормозов — в среднем, на 55% по сравнению с длиной пробега при использовании только^ одних колесных тормозов. Эффект от пользования реверсивными’ винтами получается еще больше при посадке на обледеневший; 186
Рис. 15.5. Схемы реверсивных уст- ройств ТРД аэродром. Применение реверсивной тяги значительно удлиняет срок службы покрышек колес. Реверсирующие устройства ТРД могут быть со створками (рис. 15.5, а, б), поворотными лопатками или с системой отклоняющих- ся колец. При включении реверсивного устройства створки 1 пово- рачиваются, перекрывая поток газов, которые в этом случае откло- няются от первоначального направления и создают отрицательную тягу. Отклоняющие кольца устанавливают в виде цилиндрической или конической решетки. Струя газа может быть направлена на кольца поворотными лопатками или вдуванием в поток воздуха, отбираемого от двигателя, а также при полном запирании выпуск- ного канала, благодаря чему струя поступает в отклоняющие каналы. Возможно также использование центробежного эффекта, для чего струе должна быть сообщена закрутка. Для этой цели исполь- зуют несколько обтекаемых поворотных лопаток, установленных перед срезом реактивного сопла. Лопатки отклоняются от оси по- тока, который приобретает закрутку и под действием центробеж- ных сил поступает на сопла в отклоняющую решетку. На рис. 15.5, в показана система реверсирования тяги, состоящая из кон- центрических колец 2 полукруглого сечения. При включенном реверсе сжатый воздух отклоняет струю газов, которая попадает к кольцам. Газы отклоняются под углом ~45° и создают отрица- тельную тягу. Сжатый воздух, необходимый для отклонения потока газа, обычно отбирается от компрессора. Значение отрицательной реактивной тяги зависит от конструк- ции реверсивного устройства и может достигать 50—60% от номи- нальной положительной тяги. 187
15.4. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯМИ Для получения необходимой мощности двигателей, предотвр^М щения перехода на опасные режимы и перебоев в работе, а так^И для регулировки основных параметров, определяющих работу с^И ловых установок, на ЛА предусмотрены системы управления двигателями. Управление двигателем осуществляется рычагом, ксЯ торый регулирует подачу топлива. На многодвигательных ЛА yi9 равление каждым двигателем осуществляется своим рычагом, Л их располагают так, чтобы можно было управлять одним двигатЯ лем или всеми одновременно. Я В систему управления (рис. 15.6) входят рычаги (рукояткЯ кнопки, переключатели и т. д.) управления, тросы, тяги, электрод проводка или трубопроводы, качалки, кронштейны, стопоры и прИ Жесткие тяги управления выполняют из стальных или дюралюмиЯ ниевых труб диаметром 12—16 мм, длина которых регулируется наконечниками с резьбой. Длинные тяги поддерживаются нескольЯ кими роликовыми направляющими. Отдельные тяги соединяются шарнирно. Широкое распространение в системах управления получили пе-Я редачи с помощью тросов диаметром 1,5—4 мм. Направление тро-^ сов и нужное расстояние между ними вдоль всей линии обеспечив ваются роликами и направляющими из пластин текстолита. Ролики) с помощью шарикоподшипников устанавливаются на специальных кронштейнах. Для регулирования натяжения и разъема тросовых! проводок используются тандерные соединения. Все тросы имеют соответствующую маркировку. J Управление двигателями может осуществляться с центрального^ пульта или с пультов левого и правого пилотов. При установке^ двух раздельных пультов рычаги управления блокируются, чтобы дать возможность управлять двигателями обоим пилотам. Пульты! размещения рычагов управления обычно представляют собой кле- J Рис. 15.6. Схема управления двигателями: / — рычаг управления двигателями; 2 — тяга; 3 — качалка; 4— кронштейн 188
паную конструкцию со съемными или откидывающимися панелями для доступа к агрегатам, установленным на них. На самолетах, в состав экипажа которых, кроме пилотов, вхо- дят бортовой инженер, механик и электрик, рычаги управления разделяют на несколько групп: в одну включают рычаги, которы- ми управляет командир корабля или второй пилот, к другой группе отнесены рычаги, которыми управляет бортовой инженер, к тре- тьей — бортэлектрик. Рычаги, рукоятки, выключатели и прочие детали управления агрегатами силовых установок, включение которых может угрожать безопасности, снабжаются предохранительными устройствами, исключающими случайный перевод их в недопустимое положение. Предохранители окрашивают в красный цвет. Рычаги, которые Пе- ремещаются чаще других, располагают под «рукой», т. е. в непос- редственной близости к членам экипажа. Глава 16 ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ 16.1. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ И СИСТЕМЫ Указатель скорости (рис 16.1) предназначен для определения скорости полета и основан на принципе измерения скоростного на- пора воздушного потока. Зная <? = рУ2/2 и плотность воздуха р, можно определить скорость самолета относительно воздуха. Датчиком указателя скорости является приемник воздушных давлений (ПВД), устанавливаемый по направлению полета само- лета. Он имеет статическую камеру С, сообщаемую с атмосферой через ряд отверстий, и камеру полного давления П. Давление в статической камере всегда равно атмосферному. Благодаря осево- му направлению отверстия в носке ПВД камера полного давления воспринимает не только атмосферное давление, но и скоростной напор. Полное давление будет зависеть от скорости самолета отно- сительно воздуха. Давление из обеих камер через трубопроводы подается к ука- зателю скорости, чувствительным элементом которого является манометрическая коробка. В герметичную внутреннюю полость корпуса указателя скорости подводится давление из статической камеры ПВД. В полость манометрической коробки поступает пол- ное давление из камеры П приемника воздушных давлений. Таким образом, манометрическая коробка оказывается под действием пе- репада полного и статического давлений, т. е. под действием ско- ростного напора. Вследствие перепада давлений манометрическая 189
2 I -80 ((Ю Ск стьз 80 40 во 50ч 90 Рис. 16.1. Схема указателя скорости: / — шкала указателя; 2 — передаточный механизм; 3 — штуцер подвода воздуха из стат! ской камеры; 4— штуцер подвода воздуха нз камеры полного давления; 5—манометр! екая коробка; 6 — корпус прибора;. 7—приемник воздушных давлений; 8 — отверстия входа воздуха в статическую камеру коробка расширяется и перемещение ее жесткого центра череЯ передаточный механизм сообщается стрелке прибора. Степень ра<Я ширения манометрической коробки зависит от скорости полетД На большинстве современных самолетов, помимо обычного укая зателя скорости, устанавливают указатель числа М с контактным устройством системы сигнализации, замыкающим электрическую цепь в момент достижения самолетом скорости, соответствующе^ установленному предельному значению числа М. Принцип дейст- вия прибора также основан на замере разности между полным fit статическим давлением в полет^ Вариометр (рис. 16.2) предна^ значен для определения верт» калькой скорости самолета, чт( позволяет пилоту строго выдери живать заданную высоту полета* Измерение вертикальной скорост^ движения самолета вариометром основано на принципе замера пеЗ репада между атмосферным дав| лением и давлением внутри замк- нутого объема корпуса прибора^ сообщающегося с атмосферой че- рез капилляр. В качестве чувствительного элемента в вариометре используй ется манометрическая коробка. коробка; 3 — стрелка указателя; 5 — капиллярная трубка; 6 — корпус прибора Рис. 16.2. Схема вариометра: 1 — юстировочное устройство; 2 —маномет- рическая 4 — тяга; 190
Рис. 16.3. Схема барометрического высотомера: / — гикала; 2 — большая стрелка; 3— индекс, указывающий высоту в сотнях метров; 4 — нчдеис, указывающий высоту в километрах; 5—7 — шестерни; 8 — ось сектора; $ — тяге; 10 — биметаллическая пластина; // — верхний центр блока; /2 — анероидный блок; 13— нижний центр блока; 14— зубчатый сектор; 15—18 — шестерни; 19 — рукоятка кремальеры; 20 — шкала барометрического давления; 2/— малая стрелка непосредственно сообщаемая с атмосферой. При изменении атмо- сферного давления (высоты полета) внутри манометрической короб- ки давление меняется сразу, а в полости корпуса постепенно. В ре- зультате образуется перепад между давлением внутри и вне мем- бранной коробки. Если, например, самолет будет идти с набором высоты (атмосферное давление понижается), то в полости мано- метрической коробки давление сразу же уменьшится, а в полости корпуса прибора оно будет падать постепенно. Вследствие образо- вавшегося перепада давления манометрическая коробка сожмется и движение ее центра передастся передаточному механизму, кото- рый переместит стрелку указателя вверх, что будет свидетельство- вать о подъеме самолета. Шкала указателя градуируется в метрах в секунду. При снижении самолета стрелка указателя отклоняется вниз, а в горизонтальном полете она находится на нуле. На лице- вой части вариометра имеется юстировочный винт, с помощью ко- торого стрелку прибора при случайном ее смещении можно всегда установить на нуль. Высотомеры предназначены для определения высоты. Высоту можно измерять барометрическим, радиотехническим и другими методами. Барометрический высотомер служит для определения высоты полета самолета по абсолютному давлению окружающего воздуха, изменяющегося с высотой. Чувствительные элементы высотомера (рис. 16.3)—анероидные коробки, жестко скрепленные друг с другом. С увеличением вы- 191
соты полета окружающее атмосферное давление воздуха па дзетой анероидные коробки расширяются. Перемещение центра короб^^Н передается на стрелки, которые отклоняются, показывая увеличив ние высоты полета. Шкала прибора градуируется в метрах. Обыч]^И высотомеры имеют две стрелки, одна из которых (больша^И делает полный оборот при подъеме на каждые 1 000 м высоты, другая (малая) —на каждые 10 000 м. Такое устройство позволяли более точно определять высоту полета. В приборе предусмотрен компенсатор (биметаллический) темпе ратурных погрешностей и пружинный противовес для компенсация погрешностей из-за действия инерционных сил. В связи с тем, чтЯ фактическое состояние атмосферы на аэродроме может отличатыЯ от расчетного (по международной стандартной атмосфере), высотхЯ меры при стоянке самолетов в разное время будут показывать раЯ ную высоту. На лицевой стороне прибора имеется барометрическая шкала, связанная со стрелками и кремальерой. Поворотом крЯ мальеры стрелки высотомера можно установить в нулевое положЯ ние и устранить погрешность. На современных самолетах помимД указателей, применяют сигнализаторы опасной или заданной высЯ ты полета по принципу действия барометрического высотомере Для измерения истинной высоты полета на самолете устанавлЯ вают радиовысотомеры, которые крайне необходимы при посадкЯ особенно в условиях плохой видимости земли. Высоту полета пЯ радиовысотомерам определяют по фактическому времени прохожИ дения радиоволн от самолета до земли и обратно. В зависимости оЯ разрешающей способности различают радиовысотомеры малых илЛ больших высот. Высотомеры, использующие барометрический Я радиотехнический методы измерения высоты, получили в авиации преимущественное распространение. Я Измерители курса служат для определения направления полетай В зависимости от принципа действия курсовые приборы и системЛ подразделяют на магнитные, индукционные, гироскопические, астЯ рономические и радиотехнические. Я В качестве указателя курса широко распространены магнитные компасы. Магнитным компасам всегда присущи погрешности связанные, например, с инерционностью вращающихся масс, девиаЯ цией магнитной стрелки. Девиация, т. е. отклонение магнитное стрелки на некоторый угол от истинного направления магнитны! силовых линий земли,— результат воздействия на стрелку компаса посторонних магнитных полей. На самолете девиацию вызываю1! стальные детали самолета, электромагнитные поля генераторов; электрических приборов и т. д. Для устранения девиации магнитную систему компаса обычно устанавливают в таком месте самолета, где посторонние магнитные поля незначительны. Такие компасы получили название дистан^ ционных. В качестве датчиков в них чаще всего используют элект- рические индукционные элементы. Однако погрешности магнитных компасов не позволяют примем нять их при разворотах самолета на заданный угол и для строгого^ I 192
выдерживания курса. В этом отно- шении наибольшую точность по- казаний имеют гирополукомпасы, использующие в своей работе свойство гироскопа с тремя степе- нями свободы сохранять неизмен- ным положение оси ротора в про- странстве. Ось ротора гироскопа устанав- ливается параллельно продольной оси самолета (рис. 16.4, а). Если самолет повернется на некоторый угол, то точно на такой же угол повернется его продольная ось. Ось ротора гироскопа благодаря своим свойствам сохранит преж- нее направление (рис. 16.4, б). По шкале прибора можно опре- делить, на какое значение угла изменился курс самолета. Астрономические компасы поз* воляют измерять курс летательно- го аппарата пеленгацией небес- ных светил. Работа радиокомпаса основана на принципе пеленгации наземных радиостанций направленной ра- мочной антенной. В зависимости от угла между плоскостью рамоч- ной антенны и направлением на радиостанцию интенсивность при- нимаемого сигнала будет различ- ной. Управляя поворотом рамки вокруг вертикальной оси, можно добиться отсутствия сигнала. Это будет свидетельствовать о том, чю наземная радиостанция находит- ся в направлении нулевого прие- ма на рамку приемной антенны. По углу поворота антенны можно судить о значении курсового угла радиостанции. Измерители угловых парамет- ров движения самолета—гиро- скопические приборы — авиагори- зонты, указатели поворота, гиро- вертикали и гирополукомпасы. Рис. 16.4. Положение оси ротора ги- роскопа при повороте самолета Рис. 16.5. Кинематическая схема авиа- горизонта: 1 — индекс, соответствующий горизонталь- ной черте; 2 — индекс-силуэт самолета; 3 — шестеренчатая передача; 4 — гироско» Рис. 16.6. Схема указателя поворотам 1- демпфер; 2 — рычаг; 3 — ротор; 4 —«• рамка; 5—пружина; 6 — кривошипный ме- ханизм; 7 — стрелка 19а
Авиагоризонт предназначен для определения положения с-амЯ лета относительно плоскости горизонта. Принцип его работы такаД -основан на использовании свойства гироскопа с тремя степенями свободы сохранять неизменным положение оси ротора в прострам стве. В авиагоризонте (рис. 16.5} в отличие от гирополукомпа Л гироскоп устанавливается таким образом, чтобы ось ротора при любых положениях самолета в пространстве оставалась верти! кальной. С внешней рамкой гироскопа через передачу из двуЯ маленьких с одинаковым числом зубьев шестерен связан индекв прибора (силуэт самолета). На смотровом окошечке лицевой стороа ны прибора нанесены горизонтальные черточки-индексы. В горизонтальном полете силуэт самолета находится на одно< линии с горизонтальными индексами. Если самолет начнет сни- жаться, то корпус прибора повернется вокруг оси II—II гироскопа который сохранит свое первоначальное положение. Горизонтальные индексы относительно силуэта самолета сместятся вверх, и у пило^ та создастся иллюзия снижения самолета. При наборе высоты го- ризонтальные индексы смещаются вниз. При помощи авиагоризонта определяют и крен самолета. Прй крене на определенный угол наружная рамка гироскопа поворачи^ ®ается вместе с корпусом прибора относительно оси I—1, оставаясь? на одном уровне с горизонтальными индексами. Подвижная шес-з терня, сидящая на одной оси с силуэтом самолета, повернется от-: носительно жестко закрепленной с внешней рамкой гироскопа^ шестерни на угол, вдвое превышающий угол крена самолета, т. е,- относительно горизонтальных индексов силуэт самолета накренит-; ся на угол, равный поперечному крену самолета. Указатель поворота (рис. 16.6) в своей работе использует свой- ство гироскопа с двумя степенями свободы, который при повороте самолета с какой-то угловой скоростью стремится повернуться от- носительно оси вращения рамки X—X таким образом, чтобы вектор угловой скорости собственного вращения ротора был бы паралле- лен вектору угловой скорости самолета. Угол поворота фиксирует- ся стрелкой, выведенной на лицевую часть прибора. По окончании разворота гироскопический момент будет равен нулю и стрелка под действием пружины возвратится в нейтральное положение. Для устранения колебаний стрелки при резких изменениях угловой ско- рости в приборе имеется демпфер (успокоитель). Обычно указатель поворота совмещают в одном приборе с ука- зателем скольжения (крена), состоящим из плавно изогнутой стек- лянной трубки, заполненной толуолом, внутри которой свободно перемещается шарик из черного стекла. При правильном развороте шарик под действием центробежной силы и силы тяжести будет находиться в середине трубки. Смещение шарика от нейтрального положения будет свидетельствовать о том, что вираж происходит со скольжением. Центральные гировертикали являются датчиками углов крена и тангажа, сигналы от которых поступают в бортовую управляю- 194
тую систему, курсовую систему, радиолокационную станцию и дру- гие системы. Пилотажно-навигационные системы объединяют комплексы оборудования различного принципа действия, но измеряющие одни и те же параметры. Благодаря использованию таких систем дости- гается большая точность измерения параметров. На современных ЛА широко применяют единые курсовые системы, представляющие собой комплекс гироскопического, магнитного и астрономического датчиков. Для определения текущих географических координат местоположения самолета предназначена инерциальная система навигации, в качестве чувствительных элементов которой исполь- зуют измерители ускорения самолета (акселерометры), гироскопы. В состав инерциональной системы входит бортовая цифровая вы- числительная машина. Широкое применение в авиации находят радиотехнические сис- темы навигации и посадки самолетов. Управление ЛА может быть ручным и автоматическим. При ручном управлении пилот непос- редственно управляет движением ЛА при помощи ручки (штурваль- ной колонки), отклонения которой передаются на соответствующие исполнительные органы непосредственно или через усилители. Во время ручного управления пилот должен сопоставлять информацию, выдаваемую пилотажно-навигационными приборами, со значениями параметров, требуемых для данного режима полета. Автоматичес- кое управление предусматривает управление полетом и режимами работы двигателей без участия пилота. Пилот в данной ситуации лишь контролирует действия системы. Примером такого управле- ния служит пилотирование самолета с использованием автопилота. Функции автопилотов на пассажирских и транспортных самоле- тах обычно сводятся к обеспечению стабилизации заданного курса. Однако существуют автопилоты и для выполнения более сложных задач. Автопилот состоит из чувствительных элементов, промежу- точного механизма (усилитель), рулевых машин (исполнительные механизмы), источников питания, пульта управления. Чувствитель- ными элементами автопилотов являются гироскопические приборы,, внешняя рамка которых или гировертикаль имеют связь с электри- ческими, пневматическими, гидравлическими или другими датчи- ками. Стабилизация самолета по трем осям координат осуществляет- ся курсовым и продольно-поперечным стабилизаторами. Первый выдает сигналы отклонения от заданного положения по курсу и сигналы координации крена в зависимости от отклонения по курсу» второй — сигналы отклонения от продольной и поперечной осей и сигналы координации в зависимости от крена по курсу и углу тан- гажа. Промежуточный механизм (усилитель) служит для усиления сигналов отклонения от заданного положения по осям стабилизации и определения направления этих отклонений. Рулевые машины — исполнительные механизмы, которые перек- ладывают и удерживают рули в положениях, соответствующих значениям и направлениям сигналов, поступающих от усилителя. 195
В качестве исполнительных механизмов в автопилотах используют; гидравлические, пневматические и электрические устройства. ' I Пульт управления состоит из органов управления автопилотом! и сигнальных ламп. В качестве примера рассмотрим работу авто- пилота (рис. 16.7) по каналу «Высота» (продольная стабилизация -самолета). В прямолинейном горизонтальном полете щетки потенциометра продольно-поперечного стабилизатора (гировертикали) и рулевой машины руля высоты находятся в равнопотенциальных точках (положение /). В этом случае ток в цепи отсутствует и сигнал в усилитель не поступает. При отклонении самолета от заданного режима вследствие внешнего возмущения корпус гировертикали и связанный с ним потенциометр повернется вместе с самолетом. Щетка, связанная с осью карданного подвеса гироскопа, останется на месте, так как ось ротора гироскопа при отклонении самолета от первоначального режима сохраняет свое положение в пространстве. Потенциометр перемещается относительно щетки (положение //). Электрическое равенство цепи нарушается. В результате этого в усилителе возникает сигнал определенного знака, что в свою очередь приводит к срабатыванию реле усилите- ля, посылающего сигнал в рулевую машину, которая отклоняет руль для парирования действующего возмущения (положение ///). Руль отклоняется до тех пор, пока щетка тросового барабана руле- вой машины не дойдет до точки, имеющей равный потенциал с точкой на потенциометре гировертикали. Отклоненный руль, про- тиводействуя возмущающему моменту, начинает приводить самолет к исходному положению. В некотором промежуточном положении щеток потенциометра гировертикали и потенциометра рулевой машины электрическая цепь оказывается сбалансированной. Движение тросового барабана рулевой машины прекращается. Это происходит при определенном соотношении между отклонением руля высоты и значением сохра- нившегося еще возмущения (положение IV). 196
Под действием отклоненного руля самолет продолжает возвра- щаться в исходное положение, а вместе с ним и потенциометр гировертикали (положение V). Это вызывает новое нарушение ба- лансировки электрической цепи моста и появление сигнала на уси- лителе и рулевой машине, но в обратном направлении. В результа- те руль будет двигаться к исходному положению, т. е. к нейтра- ли (положение VI). Процесс восстановления будет продолжаться до тех пор, пока самолет и руль не займут исходного положения, соответствующего прямолинейному горизонтальному полету (поло- жение VII). При этом щетки потенциометров будут находиться в электрических центрах и мост окажется сбалансированным. Анало- гично работают каналы курса и крена автопилота. При выполнении полета ЛА может попасть в критические режи- мы, к которым относятся полет на критических углах атаки, с ми- нимальной и максимальной скоростями полета, на минимальной высоте и т. д. Для предотвращения такой критической ситуации па ЛА устанавливают автоматы безопасности полета, которые могут предотвратить выход ЛА на критический режим, либо пре- дупредить об этом пилота. Автомат работает по принципу сравне- ния текущего значения параметра с критическим. В недалеком прошлом управление и настройка автоматических самолетных систем выполнялась самим пилотом. В настоящее вре- мя на ЛА появились цифровые вычислительные машины, которые легко справляются со сложными алгоритмами управления, связан- ными с обработкой большого количества информации. Бортовые цифровые вычислительные машины (БЦВМ) выпол- няют следующие функции: обрабатывают и «запоминают» данные для конкретного марш- рута полета (координаты пунктов, параметры схем подхода и за- хода на посадку и т. д.); обеспечивают управление пространственным движением ЛА в любых режимах полета; контролируют работоспособность систем управления ЛА; контролируют правильность выполняемых экипажем операций. Задачи, решаемые БЦВМ, подразделяют на две группы. К пер- вой относятся информационные, а ко второй задачи управления. При решении первой группы задач БЦВМ рассчитывает необхо- димые пилоту данные по управлению ЛА, а цель решения задач второй группы — выработка соответствующей команды, поступаю- щей в автоматические системы управления. 16.2. ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ Манометры измеряют давление топлива, масла, наддува (в поршневых двигателях) и т. д. В качестве чувствительных элемен- тов в манометрах используются мембранные коробки или маномет- рические трубчатые пружины. Мембранные коробки представляют собой соединение двух или большего числа гофрированных метал- 197
лических мембран таким обК зом, что между ними обраШ ется полость, сообщаемая с Я меряемым давлением. К сев динам мембран припаиваЯ жесткие центры, связаннЯ через передаточный механиЯ со стрелкой указателя мам метра. Я Манометрическая труби представляет собой плави изогнутую по дуге окружное» полую трубку овального сече ния, один конец которой жеея ко закреплен и сообщается! измеряемой средой, а вторя свободно перемещается п<я действием сил давления. Све бодный конец трубчатой пр! жины также связан через пя редаточный механизм е| стрелкой манометра. ! Манометры с мембранным! коробками применяются дл| измерения малых давлений,! с манометрической пружи ной — высоких давлений. J В настоящее время широко применение получили электра Рис. 16.8. Принципиальная схема элек- тро дистанционного манометра: 1 — магнит, возвращающий стрелку на нуль; 2— постоянный магнит подвижной системы; 3 — потенциометр; 4 — щетка; 5 — чувствитель- ный элемент ческие манометры, отличающиеся высокой точностью, простотой конструкции, малыми массой и габаритными размерами (рис] 16.8). -I Чувствительный элемент электрических манометров—маномет! рическая коробка, которая под действием давления деформируется] Перемещение жесткого центра манометрической коробки передается через шток на качалку, управляющую движением рычага реостата^ Когда щетки реостата находятся посередине и сопротивления Ra и R4 равны (мостовая схема сбалансирована), по рамкам / и Я протекают равные токи, создающие вокруг них магнитные поля равной напряженности. Стрелка указателя при этом занимает сред- нее положение. При изменении давления сопротивления R3 и R4 образуют два? переменных плеча мостовой схемы. Мост разбалансируется, и маг- нит со стрелкой указателя давления отклонится. - •’ Термометры предназначены для измерения температуры газо® в газотурбинных двигателях, головок цилиндров поршневых двигав телей, воздуха в кабинах и т. д. По принципу действия чувствий тельных элементов термометры разделяют на следующие группы^ 198 I
термометры, основанные на принципе теплового расширения жидкостей и твердых тел при постоянном внешнем давлении (ртут- ные, спиртовые, биметаллические и др.); манометрические термометры, основанные на принципе измере- ния давления жидкости, пара или газа внутри замкнутого сосуда постоянного объема при изменении температуры; электрические термометры; термоэлектрические термометры и др. Последние два типа термометров получили наибольшее распро- странение, так как их легче выполнить дистанционными. Для изме- рения температуры головок цилиндров и температуры отработавших газов применяют термоэлектрические термометры, отличающиеся простотой конструкции и высокой чувствительностью. Принцип действия термоэлектрических термометров основан на использовании термоэлектрического эффекта, заключающегося в том, что в замкнутой цепи, составленной двумя разнородными проводниками и имеющими два спая, возникают токи при различ- ной температуре спаев. По значению возникающих в цепи термото- ков можно судить о температуре тела (среды). Термотоки измеряют при помощи включенного в цепь гальванометра, шкала которого градуируется в °C. __ Принцип действия электрических термометров основан на свой- стве проводников или полупроводников менять электрическое соп- ротивление в зависимости от температуры. Термометры этого типа собраны по схеме моста, одно из плеч которого является теплочув- ствительным элементом. Последний помещается в среду, темпера- туру которой необходимо замерить. В качестве измерителя темпе- ратуры в электрических термометрах используют гальванометр или логометр. Сопротивление теплочувствительного элемента обыч- но подбирают так, чтобы мостовая схема была бы сбалансирована при температуре, равной среднему значению диапазона изменения температур контролируемой среды. При увеличении (понижении) температуры мост разбалансируется и стрелка указателя прибора отклонится в ту или иную сторону. Тахометры служат для измерения частоты вращения вала дви- гателя. По принципу действия чувствительной части они могут быть центробежными, электрическими, магнитными, фрикционными и т. д. Наиболее простые — дистанционные магнитные тахометры. Принцип действия их основан на явлении наведения в металличес- ком теле вихревых токов под действием магнитного поля вращаю- щегося постоянного магнита. Тахометр (рис. 16.9) состоит из постоянного магнита, легкого медного или алюминиевого диска и указателя. При вращении пос- тоянного магнита в медном диске индуцируются вихревые токи, взаимодействующие с магнитным полем магнита. Медный диск начинает вращаться. Момент взаимодействия между медным дис- ком и постоянным магнитом пропорционален частоте вращения. Медный диск связан со стрелкой указателя и удерживается от вращения спиральной пружиной, степень скручивания которой про- 199
4 2 Рис. 16.9. Схема магнитного тахо- метра: 1 — постоянный магнит; 2 — медный диск; 3 — спиральная пружина; 4 — стрелка; 6 — шкала указателя 5 порциональна частоте враще^ магнита. По углу отклонения стре ки можно судить о числе оборот в минуту. 4 У электрических тахометров валом двигателя через редуктс связан датчик тахометра — генер тор переменного тока. Частота ток вырабатываемого генератором, пр порциональна частоте вращения в ла двигателя. Ток через соедини тельные провода поступает в указ? тель тахометра, приводя во врацц ние синхронный электрический мс многополюсный постоянный магнит тор, на оси которого крепится помещенный в металлический колпачок (чувствительный элемент) При вращении постоянного магнита в медном колпачке индуциру ются вихревые токи, стремящиеся увлечь его. Но вращению код пачка противодействует спиральная пружина. С осью колпачю связана стрелка указателя оборотов. ; Топливомеры предназначены для измерения количества топливг в баках ЛА. Принципы построения топливомеров основываются на измерении уровня (объема) топлива в баках при помощи плава! ющего поплавка, давления столба топлива при помощи манометра! и параметров электрических цепей при воздействии на них сигна! лов, связанных с уровнем или давлением топлива. К этой группе! приборов относятся и масломеры, служащие для измерения коли! • чества масла в масляной системе самолета. а На современных ЛА топливные баки находятся на большому расстоянии от приборной доски, поэтому топливомеры должны» быть дистанционными. Этому требованию полностью удовлетворяют! электрические топливомеры. Наиболее широкое применение в нас-^ тоящее время нашли емкостные топливомеры, принцип действиям которых основан на измерении емкости специальных конденсаторов^ (датчиков), связанных определенной зависимостью с количеством] топлива в баке. Чувствительный элемент емкостного топливомера — цилиндри-;^ ческий конденсаторный датчик, представляющий собой набор из.' 2—6 коаксиально расположенных по отношению друг к другу труб.] Постоянство зазоров между трубами обеспечивается специальными^ изоляционными прокладками. В зависимости от уровня жидкости' в баке емкость конденсатора будет различной. Если конденсаторный датчик включить в мостовую схему, то с изменением его емкости, зависящей от уровня жидкости, мост разбалансируется. Напряжение с диагонали моста поступит на ис-" полнительный механизм (электродвигатель), который переместит стрелку указателя топливомера в новое положение. Расходомеры служат для измерения мгновенного или сред- < него расхода жидкостей и газов в единицу времени. Они приме- 200
няются для контроля расхода топлива, масла, воздуха. По принципу действия чувствительной части расходомеры подразделяют на нес- колько типов. Однако большинство приборов в своей основе ис- пользуют закон Бернулли. В связи с этим замер расхода жидкостей и газов сводится к измерению скорости их движения при постоянной площади проходного сечения трубопровода или к измерению пере- менной площади при постоянной скорости. Широко используются также расходомеры, принцип действия которых основан на измере- нии частоты вращения помещенной в поток жидкости крыльчатки. 16.3. КОМПОНОВКА ПРИБОРНОГО ОБОРУДОВАНИЯ НА САМОЛЕТЕ Большинство приборов самолетовождения и контроля за рабо- той силовых установок размещают на приборных досках. Так как на современных самолетах устанавливается большое число прибо- ров (800—100 шт.), то важно рационально разместить их. Возника- ет противоречие между необходимостью иметь данное число «ин- форматоров», указывающих командиру положение самолета в про- странстве, его скорость, направление движения, режим работы дви- гателей, состояние всех систем и т. д., и способностью человека «переварить» весь объем информации. Решение этого важного вопроса идет по пути выделения важнейших при- боров в особую группу, всегда отлично видимую пилотами, внедрения в эксплуа- тацию новых комплексов оборудования, получивших название систем автомати- зированного контроля. На самолетах с двумя пилотами приборы самолетовож- дения дублируются (кроме удобства, это повышает безопасность полета): если выйдет из строя какой-либо прибор, он может быть с успехом заменен другим подобным. Кроме приборов, на приборной доске располагают ряд контрольных и сиг- нальных ламп с различными светофильтрами, позволяющими членам экипажа судить о нормальной работе всех агрегатов или возникновении той или иной не- исправности. Сигнальные лампы в ряде случаев являются дополнительными сред- ствами контроля и не заменяют основных приборов. Большое число приборов на самолете усложняет контроль режимов полета и работы силовых установок. Поэтому необходимо рационально размещать ука- затели приборов на приборной доске, использовать различного рода сигнализа- торы вместо указателей, объединять (комбинировать) в одном корпусе приборы контроля параметров одного объекта (например, одного двигателя). Пилотажно-навигационные приборы обычно комбинируют по принципу их со- вместного использования. Так, например, можно разместить в одном корпусе из- мерители истинной воздушной скорости и угла атаки, вариометр и указатель ско- рости разворота, крена, скольжения и т. д. Комбинированные приборы при ра- циональном расположении указателей позволяют значительно уменьшить время считывания их показаний. Для разгрузки пилотов от -обилия информации в настоящее время созданы системы директорного пилотирования. Они автоматически обрабатывают всю ин- формацию, поступающую от датчиков, выполняют логически-вычислительные опе- рации и выдают командную информацию на интегральные указатели. Задача пи- лота при этом сводится к отклонению рулей по получаемым командам. 7—1868
Глава 17 ЭЛЕКТРО- И РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТ 17.1. ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ Все электрические установки на самолете в зависимости от характера их til боты и взаимной связи между собой можно подразделить на источники электм ческой энергии, ее потребителей и бортовую сеть. J Источники электроэнергии на самолете — генераторы, которые преобразу! механическую энергию вращения вала первичного двигателя в энергию электр ческую. Вращение генераторов осуществляется от вала авиационного двигател вспомогательной силовой установки, электродвигателей, использующих ско Р«1 воздушного потока. Значительного уменьшения суммарной массы электросистем удалось достн при установке на ТРД и ТВД стартер-генераторов, представляющих собой эле трнческую машину, сцепленную с валом компрессора и действующую во врез работы реактивного двигателя в качестве генератора электрической энергии, а 1 время запуска двигателя в качестве стартера. В качестве аварийного источника энергии, когда первичный двигатель 1 работает, а также в качестве дополнительного источника энергии в моменты, ко да мощность от системы требуется ббльшая, чем мощность генератора, исполь^ ются аккумуляторы, включаемые параллельно в систему. > В настоящее время применяют кислотные (свинцовые) н щелочные (серебр! во-цинковые и кадмиево-никелевые) аккумуляторы. Для выработки нестандартных видов электроэнергии используют различий преобразователи (умформеры, трансформаторы, выпрямители). } Электрическая энергия между потребителями распределяется через электр] ческую сеть, которая состоит из проводов, аппаратуры защиты и управлени штепсельных разъемов сети и коммутационно-распределительных устройств. 1 Электрические исполнительные механизмы преобразуют электрическую эне| гию в механическую работу для разнообразных целей. В общем случае такс преобразование осуществляется различными электрическими двигателями, пере дающими движение исполнительным устройствам через механические преобрв зователи движений. В зависимости от вида двигателя, преобразующего электрв| ческую энергию в механическую, различают электродвигательный и электромаА нитный приводы. Последний применяют главным образом в тех случаях, когд! исполнительный механизм имеет малый ход или требует поворота на небольшей угол и без преодоления больших усилий. ; Применяемая электрическая энергия различается по роду тока, напряжений и частоте. Электрические системы подразделяют на системы постоянного, пер$ менного тока и смешанные. В системах постоянного тока, когда несколько генераторов приводятся в де!| ствне от авиационных двигателей, легко решается задача их параллельной рабеИ ты, электродвигатели имеют большой пусковой момент, хорошие характеристику позволяют легко и в широких пределах регулировать скорость. Вместе с тем! в такой системе тяжелы и малонадежны преобразователи постоянного тока, сложа! ны коммутационные аппараты, велики радиопомехи. *1 При передаче электрической энергии большой мощности и малого напряжен пня значительно увеличивается масса проводов и аппаратуры. На больших выз еотах двигатели и генераторы постоянного тока сильно искрят, поэтому быстр^ портятся коллекторы и щетки. В связи с этим в последние годы наметилась тен^ денция перевода электропитания с постоянного тока на переменный, т. е. на таз кие системы, в которых генерирование и распределение электрической энергии производится в основном иа переменном токе и лишь некоторые потребители nwj таются постоянным током от выпрямителей. Следует отметить, что системы п^ ременного тока позволяют легче преобразовывать электрическую энергию одноге 502 2
яапряжеиия в другое. Электрические системы, в которых генерирование и рас- пределение электрической энергии производится как на постоянном, так и на пе- ременном токе, называются смешанными. Электрическая сеть самолета выполняется по однопроводной, двухпроводной и смешанной схемам. При однопроводной схеме изолируется от корпуса самолета только одни (плюсовой) провод, вторым (минусовым) проводом является метал- лический корпус самолета. При такой схеме питания источник и все потребители должны иметь соединение с корпусом самолета, и к каждому потребителю элек- троэнергия подводится через плюсовой провод. В двухпроводной сети сеть с кор- пусом самолета не связана. Смешанные сети имеют общую сеть минусовых про- водов. Трехфазиый переменный ток передается двух-, трех-, и четырехпроводными сетями. Электрическая сеть от перегрузки или коротких замыканий предохраня- ется плавкими предохранителями и биметаллическими автоматами защиты сети. К одному из потребителей электрической энергии на ЛА относится светотех- ническое оборудование (осветительное, светосигнальное и посадочно-рулежное). Осветительное оборудование предназначено для наружного освещения простран- ства вокруг самолета (фары и прожекторы) и внутреннего освещения рабочих мест экипажа, пассажирских салонов, грузовых и вспомогательных отсеков. Светосигнальное оборудование подразделяют на наружное (аэронавигацион- ные огни и маяки, строевые огни) и внутреннее (цветовые сигнализаторы и таб- ло). Аэронавигационные огни служат для указания габаритных контуров и на- правления движения самолета и способствуют предотвращению столкновений между самолетами. Размещение и цвет огней на самолетах стандартизованы: на левой консоли крыла устанавливают бортовой огонь с красным, на правой с зе- леным и в хвостовой части самолета (на киле или фюзеляже) с бесцветным или желтым светофильтрами. Огни работают в проблесковом режиме. В хвостовой части фюзеляжа или киля самолетов устанавливают проблесковые маяки с крас- ным светофильтром, позволяющие обнаружить самолеты на расстоянии 60— 120 км. При выполнении групповых полетов для формирования и выдерживания строя используются строевые огни, устанавливаемые на верхней поверхности кры- ла и фюзеляжа по контуру в виде буквы Т или стрелы. 17.2. РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ В комплекс радиоэлектронного оборудования, устанавливаемого на ЛА, вхо- дят радиосвязное, радионавигационное и радиотелеметрическос оборудование. Радиосвязное оборудование обеспечивает двухстороннюю радиосвязь между экипажами нескольких ЛА с наземными пунктами управления воздушным движе- нием, между членами экипажа и передачу информации пассажирам. В связи с этим на ЛА устанавливают радиостанции для ближней и дальней радиосвязи и самолетные переговорные устройства (СПУ). Тяжелые самолеты, предназна- ченные для полетов на большие расстояния, как правило, имеют резервные радио- станции. Кроме этого, на ЛА устанавливают аварийные радиостанции для радио- связи экипажа после аварийной посадки с другими ЛА или с аварийно-спасатель- ной командой. _ Радионавигационное оборудование предназначено совместно с наземными ра- дионавигационными устройствами обеспечивать нормальное выполнение полета (давать информацию о курсе и местонахождении самолета) и безопасность по- садки в сложных метеорологических условиях. Радиолокационное оборудование служит целям повышения безопасности по- летов, определения координат различных наземных и воздушных объектов, их государственной принадлежности и т. д. Пилотирование самолета особенно затруднительно при отсутствии видимости земной поверхности. Для решения навигационных задач в этих условиях на ЛА могут применяться радиолокационные визиры (РЛВ), действующие по принципу активной радиолокации с пассивным ответом. Такие РЛВ обеспечивают обзор земной поверхности, предупреждение столкновений с наземными объектами и дру- гими самолетами, обнаружение грозовых фронтов и выявление в них безопасных зон пролета. 7* 203
Радиотелеметрическое оборудование применяется для обеспечения перед» на ЛА командной информации и получения от него контрольной информаЗ (о состоянии ЛА и его параметров, параметров окружающего пространства и ДЦ Глава 18 СИСТЕМЫ ВСПОМОГАТЕЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ, ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ, ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ 18.1. СИСТЕМЫ ВСПОМОГАТЕЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ Мышечной силы и мощности экипажа недостаточно, чтобы пр изводить выпуск и уборку шасси, поворот передней стойки шасС управлять механизацией крыла и т. п. Для этих целей на самолет используют системы с привлечением внешних источников энерги Эти системы представляют собой сочетание источников энерги! исполнительных механизмов, элементов управления, при помощ которых задается характер движения исполнительных механизме и проводки управления. В настоящее время на ЛА наиболыне распространение получили системы, использующие: электрическу энергию (электродвигательный привод, электромагнитный привод энергию жидкости, подаваемой под давлением (гидравлически привод); энергию сжатого воздуха (пневматический привод). Кр< ме того, могут быть использованы энергия взрыва (пиротехнич! ский привод), энергия встречного потока воздуха, энергия натяж< ния пружин и пр. Выбор источника энергии и структуры системы определяете конкретными требованиями к ней. В ряде случаев оправдано прв менение смешанных систем, в которых используются одновременн различные виды энергии (например, электрогидравлический прц вод). Гидравлический привод применяют в тех устройствах, гДЯ требуется развить большую силу или мощность, а электрический — а командных устройствах. Электрическое управление агрегатам^ гидравлических систем уменьшает их массу, упрощает монтажа уменьшает количество трубопроводов, проходящих через герметй| ческую кабину. -J Любая энергетическая система при достаточном запасе мощно сти должна сохранять работоспособность независимо от условие полета (высоты, температуры, давления, перегрузки и т. п.), обла дать достаточным быстродействием при передаче силового импуль са, иметь малую массу, быть компактной по объему, простой 4 производстве и эксплуатации, иметь достаточно высокий к. п. Гидравлические системы — набор механизмов и устройств, сое диненных трубопроводами, предназначенный для передачи энерги! 204
на расстояние с помощью жидкости. Принцип действия гидравли- ческих передач основан на текучести и практической несжимаемос- ти жидкости, которая, будучи заключенной в жесткий трубопровод, способна передавать усилия как жесткий стержень. Скорость пере- дачи усилия практически равна скорости распространения звука в данной жидкости (1000—1200 м/с). Используемые в гидравличе- ских передачах жидкости должны удовлетворять следующим ос- новным требованиям: малое изменение вязкости в диапазоне температур —60°— + 120° С для дозвуковых самолетов, и 500° С для сверхзвуковых самолетов; хорошие смазывающие способности по отношению к материа- лам трущихся пар и уплотнений; нейтральность к применяемым материалам, покрытиям, уплот- нениям; высокая устойчивость к механической и химической деструкции и окислению в условиях применяемых температур; малая растворимость воздуха и воды; отсутствие нестабильных составных частей, выделяющихся в ви- де отложений на деталях; высокий коэффициент теплопроводности, теплоемкости и малый коэффициент термического расширения; малая стоимость. В гидравлических системах ЛА применяют жидкости АМГ-10 (на нефтяной основе), 7-50с-3 и НГЖ-4 (на синтетической основе). Замечательным свойством гидравлических передач является возможность в большом диапазоне плавно и бесступенчато регули- ровать силу, скорость и мощность. Усилие, создаваемое гидроприводом, определяется как произве- дение давления жидкости р на площадь поршня S: F — pS. Изме- няя давление и площадь, можно получать сколь угодно большие и малые усилия. Скорость гидропривода зависит от подачи жидкости насосом в исполнительные механизмы: чем подача больше, тем больше ско- рость. Мощность гидропривода зависит от давления р и подачи Q: JV=pQ. Источником давления и расхода в гидравлической системе яв- ляются насосы, привод которых осуществляется авиадвигателем или электродвигателем. Рабочее давление в гидравлических систе- мах самолетов равно 15—21 МПа и имеет тенденцию ,к увеличению. Сравнивая с механическими передачами гидропередачи, следует заметить, что вместо сложных кинематических цепей, образованных валами, тягами, качалками, ремнями, цепями и т. п., они используют трубопроводы, практически не оказывающие воздействия на опоры. Трубопроводы занимают мало места, а их расположение относи- тельно приводимых в действие механизмов (гидромоторов и сило- вых цилиндров) может быть произвольным. Другие важные преимущества гидравлической передачи следую- щие: малые объем и масса, приходящаяся на единицу мощности 205
(примерно в 10 раз меньше,^ у электропривода); плавная^ зударная передача движеи возможность фиксирования^ полнительного механизма вд бом заранее заданном проМ точном положении, возможй выполнения передач реверсш ми без реверсирования приво; го вала; хорошая пусковая . рактеристика; простота npi Рис. 18.1. Принципиальная схема гид- ропривода прямолинейного движения хранения от перегрузок; npocl управления. Недостатки гидравлических систем; малый темпе* турный диапазон работы, чувствительность исполнительных j ройств к загрязнениям в жидкости. i Роль и ответственность гидроприводов в авиации и ракеТ1 технике непрерывно возрастают. Если первые гидравлические си^ мы, применявшиеся на самолетах в 1934—1935 гг., предназначал исключительно для уборки и выпуска шасси, то в настоящее вр< гидросистемы используют еще для управления передней onoj шасси, торможения колес, управления механизацией крыла и fl душных тормозов, питания усилителей управления рулями, отк тия и закрытия ётворок грузовых люков и створок воздухозаб ников авиадвигателей, опускания и подъема погрузочных трапа На современном большом самолете насчитывается до 400 га равлпческих агрегатов, общая длина трубопроводов достигла 2000 м, суммарная мощность источников давления 1500 кВт, а чя ло насосов 12. Основными элементами гидросистемы являются бак /, силоА цилиндр 2, распределитель жидкости 3, предохранительный кл пан 4, насос 5 и трубопроводы (рис. 18.1). Жидкость из бака заа рается насосом и через распределитель подается в ту или ин] полость силового цилиндра. На изображенной схеме жидкость г дается в цилиндр со стороны штока, и, воздействуя на порше! перемещает его влево, совершая работу, например уборку inaci Из противоположной полости цилиндра жидкость через распред лительный кран вытесняется, попадая в бак. 7 При повороте пробки распределителя 3 полости высокого и нй кого давления цилиндра меняются местами и движение порш! происходит в обратном направлении. Меняя площадь проходи! окон в кране, можно изменять расход жидкости и тем самым pel* лировать скорость движения поршня силового цилиндра. При | тановке пробки крана в нейтральном положении обе полости ц линдра будут заперты, а учитывая несжимаемость жидкости, моЗ но считать положение поршня зафиксированным. Остановить и зафиксировать поршень можно в любом полож нии по воле оператора. При повышении давления в системе свё| установленного предохранительный клапан 4 срабатывает, отк$ вая путь потоку жидкости от насоса в бак. Вместо силового Ц 206
дйндра 2, обеспечивающего поступательное перемещение штока, ^ожет быть установлен гидромотор, который осуществляет враща- тельное движение. Гидравлическая система в зависимости от вы- полняемых функций состоит из устройств, изображенных на рис. 18.1, а также из устройств, разгружающих насосы от давления жидкости; фильтров, очищающих жидкость от частиц загрязнений; редукционных клапанов, понижающих давление в какой-либо час- ти гидросистемы; дросселей для ограничения (регулирования) по- тока жидкости с целью изменения скорости движения исполнитель- ного механизма; гидравлических предохранителей, служащих для автоматического изолирования поврежденной гидравлической ветви с целью сохранения работоспособности неповрежденной час- ти; запорных н обратных клапанов, обеспечивающих течение жид- кости только в одном направлении; агрегатов, обеспечивающих последовательность операций; делителей потока жидкости в необ- ходимой пропорции, гидроусилителей, аккумуляторов энергии и пр. Схеме гидравлической системы присущ такой недостаток. После того как поршень силового цилиндра 2 закончит свой рабочий ход и дойдет до упора, давление в системе повысится до максимального значения, определяемого регулировкой предохранительного клапа- на 4, и жидкость, нагнетаемая насосом 5, через этот клапан будет вытесняться в бак. Таким образом, вся энергия, затрачиваемая на прокачивание жидкости через клапан 4, превратится в тепло, а на- сос будет работать в тяжелом режиме под нагрузкой. Нагрев жид- кости крайне нежелателен, так как вызывает снижение вязкости жидкости и повышает износ деталей насоса. Поэтому схема на рис. 18.1 может применяться только в гидравлических приводах ма- лой мощности. Чтобы избежать нежелательных последствий, применяют систе- мы, в которых насос по окончании заданной рабочей операции ав- томатически выключается либо разгружается от давления, либо пе- реводится на режим минимальной подачи. Выключение насоса возможно, если он имеет индивидуальный привод вращения, на- пример, привод от электродвигателя. Электродвигатель может выключаться с помощью концевых выключателей (рис. 18.2, а). Насос 3 приводится во вращение от электродвигателя 1 перемен- ного тока. При работе насоса жидкость из бака 2 через обратный клапан 5 подводится к распределительному устройству 6 и далее в зависимости от положения управляемого элемента распредели- теля в соответствующую полость силового цилиндра 7. Электро- двигатель включается при нажатии кнопки 9 через электромагнит- ное реле 10 и будет работать до тех пор, пока движущийся шток силового цилиндра (или приводимый в движение узел) не разомк- нет при помощи концевых выключателей 8 электроцепь питания электромагнитного реле 10. Применяются также системы (рис. 18.2, б), в которых электро- двигатель 1 привода насоса 3 выключается при помощи реле дав- ления 8. Реле срабатывает по окончании рабочей операции, когда поршень 7 останавливается, и давление повышается выше значе- 207
Рис. 18.2. Схемы гидравлических систем с выключением электроприводов на< концевыми выключателями (а) и реле давления (б) ния, на которое рассчитана пружина реле; при этом поршень 8 перемещается и цепь питания электромагнитного реле 10 пр< вается. В аварийных случаях в схемах срабатывает предохранитель клапан 4. Вследствие того, что насосы в рассмотренных систе создают давление только в процессе рабочего цикла, а это на ь гих самолетах занимает не более 3% времени полета, повыша< надежность работы системы, снижается температура жидко предотвращаются и уменьшаются утечки (так как система бо шее время находится без давления), уменьшается износ насос Возможны способы разгрузки насосов в периоды между рабочр операциями без их останова. Самый простой способ разгрузка это ручная установка распределителя в нейтральное положе] (рис. 18.3, а). При этом насос 2 через распределитель 4 со^и\ с баком /. Насос разгружен и работает с небольшим противод: лением, обусловленным лишь гидравлическим сопротивлением’ чения жидкости через распределитель и трубопроводы. При ус новке распределителя 4 в одно из крайних положений жидкость насоса подается в соответствующую полость силового цилиндра перемещая поршень. После выполнения рабочей операции (нап| мер, уборки шасси) рукоятка распределительного устройс! должна быть снова установлена в нейтральное положение. Существенный недостаток описанной системы — опасность 1 вода из строя насоса, если рукоятка распределительного кра после завершения рабочем операции не будет установлена в не! ральное положение. Это можно предотвратить установкой в сис: му автоматов давления (рис. 18.3, б). При наличии автомата д; ления 3 в системе должен быть установлен гидравлический аш мулятор 5 — герметический стальной сосуд шаровой и цилиндрической формы, внутренняя полость которого разделе' подвижным поршнем или резиновой мембраной на две час’ В верхней находится сжатый воздух (азот), нижняя трубопро] дом соединена с гидравлической системой. В ней находится Ж1 208
ность. Насос 2, работая непрерывно, подает жидкость через авто- мат разгрузки «3 и обратный клапан 4 в сеть к потребителям. Если потребители не работают или требуют меньшего количе- ства жидкости, чем подает насос, то давление в сети постепенно повышается, так как идет зарядка гидроаккумулятора. При этом в нижней полости аккумулятора накапливается жидкость, а воз- душная полость будет уменьшаться в объеме. Чем больше давле- ние в системе, тем больше сжат воздух. Когда давление в сети превысит установленное значение, например 21 МПа, то подводи- мое к штуцеру 6 автомата 3 давление переключит автомат, и поток будет направлен от насоса в бак /. С этого момента насос работа- ет с малым противодавлением, обусловленным лишь гидравличе- ским сопротивлением магистрали на пути от насоса до бака. Дав- ление в сети потребителя будет поддерживаться гидравлическим аккумулятором. При снижении давления в сети до некоторого зна- чения, например 17 МПа, а это может произойти при срабатыва- нии какого-либо потребителя или наличии внутренних перетечек жидкости из-за неполной герметичности, автомат переключит на- сос на зарядку гидроаккумулятора. Широкое распространение получили насосы переменной пода- чи с автоматическим регулированием расхода жидкости (рис, 18.4, а). При достижении в системе некоторого расчетного давле- Рис. 18.3. Схемы гидравлических систем с разгрузкой насоса распределительным устройством (а) и автоматом давления (б) Рис. J8.4. Схема гидравлической системы магическим регулированием расхода (а) подачи с насосом переменной подачи и авто- и характеристика насоса переменной (б) 209
ния эти насосы снижают свою подачу до значения, способного лишь компенсировать утечки в системе (практически до нуля! и поддерживают в ней некоторое максимальное давление. При дго&у жении давления в системе подача насоса автоматически повшЬ. ется. Изменение режима работы насоса 2 достигается поворДь, рычага, связанного с поршнем, расположенным в цилиндре действием давления поршень сжимает пружину и поворач^^Е рычаг. При понижении давления в системе пружина отжимаетЗИк шень «3 и поворачивает рычаг в положение, при котором пс^К насоса максимальна. Подача насоса до достижения давленид^К практически постоянна (рис. 18.4, б). Уменьшение ее начинае^^К точке А, а при максимальном давлении pmai в системе оптиц^К на. Насосы переменной подачи, как правило, снабжены устр^Ж, вом, через которое при максимальном давлении небольшое чество жидкости перетекает в бак. На рис. 18.4 это происходили, рез трубопровод, в котором установлен дроссель 4. Этот небол^К расход необходим для охлаждения насоса в тот период, когда дость не нагнетается в магистраль потребителей. Имеются и др^к конструктивные решения разгрузки насосов. Для повышения надежности гидросистем все ее элементы д^Н. руются. Системы управления гидроусилителями рулей само^Н, системы выпуска шасси, управления механизацией крыла, торм|И- ния колес и прочие жизненно важные для самолета операции^И- лируются или имеют аварийные устройства. Система управлениями- молетом в ряде случаев имеет тройное резервирование. На тяж^Щк самолетах для повышения надежности практикуется примёнЯВе независимых (автономных) приводов насосов гидросистемы от зпр- тродвигателей. Ж Воздушные системы вспомогательного управления в качеяте источника энергии используют сжатый воздух. Их использумкв качестве аварийных и как основные лишь на легких самолетам^ Типовая схема воздушной системы (рис. 18.5) состоит из ^1- прессоров, баллонов, предохранительных клапанов, автом^рв давлений, редукторов, распределительных кранов, фильтров,^об- ратных клапанов, • трубопроводов, исполнительных механизмов» манометров. Исполнительные механизмы воздушной системы обычно рабо- тают за счет энергии, заключенной в сжатом газе воздушных Цел- лонов. Компрессоры практически служат только для пополнфря баллонов. Привод компрессора обычно осуществляется от а«Й- двигателя. Для воздушных систем с давлением до 5 МПа прив^Я' ют одноступенчатые компрессоры. Воздушные системы выссэдй45 давления снабжаются двух- и трехступенчатыми компр^ссорЦЙ®- Обычно максимальное давление зарядки баллонов превы^^т максимальное рабочее давление в 2—4 раза. Чем меньше разив8 между давлением в баллонах и рабочим давлением, тем болие неиспользуемый остаток воздуха, тем меньше энергетическая отд®' ча заключенного в баллонах воздуха. Следует отметить, что чее давление в вовдушной системе, как правило, в 2—3 раза 4#^®» 210
II 12 13 К Д' истребителям Рис. 18.5. Типовая схема воздушной системы: /—компрессор: 2 — фильтр-отстойник; 3, 7 — фильтры; 4 — автомат давления; 5, 6. 14 — обратные клапаны; 8 — зарядный штуцер; 9 — кран сети; 10, 13, /а — манометры; II —ос* новные баллоны: 12 — аварийный баллон; 15 — аварийный кран; 16 — цилиндр щитков: 17 — кран управления щитками; 19, 20 — редукторы; 21 — тормоза жолес; 22 — дифференциал чем в гидросистеме. Это вызвано трудностью обеспечения герметич- ности агрегатов воздушной системы. При одинаковых давлениях \течки воздуха будут значительно больше, чем утечки жидкости. Давление воздуха в баллонах воздушных систем самолетов прини- мается равным 5,0—15 МПа. Давление в сети до требуемого по сравнению с давлением воздуха в баллонах понижается с помощью редукционных клапанов без стравливания воздуха в атмосферу. Основные и аварийный баллоны заряжают сжатым воздухом ли- бо от наземного источника питания через бортовой зарядный шту- цер, либо от работающего компрессора. На пути движения воздуха от компрессора установлены фильтры, очищающие его от влаги, масла и загрязнений, автомат давления и обратные клапаны. Как только давление достигает расчетного, автомат давления переклю- чает компрессор на режим холостого хода, а воздух в баллонах запирается системой обратных клапанов. При уменьшении давле- ния автомат подключает компрессор к системе для пополнения баллонов сжатым воздухом. При нормальной работе системы воз- дух, заключенный в аварийном баллоне, в работе не участвует. Его энергия используется только в аварийных случаях и направ- ляется сразу к потребителю по трубопроводам. Предохранительные клапаны по принципу действия и конструк- ции аналогичны подобным клапанам гидросистемы. Отличитель- ной особенностью их является то, что при возрастании давления выше расчетного клапаны выпускают воздух в атмосферу. Трубопроводы в воздушных системах применяются стальные преимущественно сечениями 6X4 и 8X6 мм. Малый диаметр тру- бопроводов обусловлен значительно меньшими (по сравнению с гидравлическими системами) потерями напора вследствие малой вязкости воздуха. 211
Исполнительные механизмы пневматические по принципу деИ ствия можно разбить на дзе группы: диафрагменные и поршнев^И одностороннего и двустороннего действия. Наибольшее распрост^И нение получили поршневые приводы благодаря' значительно болМ шей длине хода штока и лучшей компоновке. Поворотные и врЯ щательные пневматические приводы применяются редко. 1Н 18.2. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ 9 Образование во время полета на поверхности различных чаЯ тей самолета ледяных наростов представляет большую опасное™ Обледенение уменьшает подъемную силу самолета и увеличивая его лобовое сопротивление, мешает работе органов управления ухудшает пилотам видимость, увеличивает вибрацию и нагрузи отдельных элементов планера. Вызывая увеличение потребной дЛ полета мощности, обледенение приводит, одновременно, к снижЯ нию располагаемой мощности вследствие уменьшения живого сечЯ ния воздухозаборников двигателей и значительных потерь скоросЯ ного напора воздуха, поступающего в двигатель. Я Обледенение воздушного винта вызывает резкое уменьшен™ к. п. д. Кроме того, нарушается весовая и аэродинамическая 6Я лансировка винта, приводящая к тряске двигателей. Тряска вызьи вает дополнительные динамические напряжения в конструкция самолета, а также неприятные физиологические воздействия Л экипаж и пассажиров. Отрывающиеся от лопастей куски льда мся гут повредить обшивку фюзеляжа и крыла. Поэтому эффективная защита самолета от обледенения — одна из важных задач, и в на! стоящее время противообледенительные устройства на самолет! обязательны. 1 Существуют два основных метода борьбы с обледенением пассивный и активный. Пассивный предусматривает вывод само! лета из зоны обледенения. Вполне очевидно, что пассивный мето^ не удовлетворяет требованиям безопасности и регулярности поле| тов. Активные методы борьбы с обледенением по характеру воз-? действия можно разделить на механические, химические и термит ческие. Механические методы защиты основаны главным образом нд применении надувающихся резиновых протекторов, которые мон* тируются на передней кромке крыла и оперения. Внутри протектор ры имеют продольные камеры, куда попеременно поступает сжа-i тый воздух. Противообледенительное устройство включается действие после образования льда на передней кромке. Вначале надувается центральный протектор и ломается лед, затем надува,^ ются два остальных, и надломленный лед отрывается и сносите^ воздушным потоком. Химический метод основан на применении различных веществ в виде жидкости или пасты, способных в разных пропорциях с во? дой образовывать смесь, которая замерзает лишь при температур^ 212
значительно ниже 0°С. Защищаемая часть самолета покрывается каким-либо цористым материалом, например специально обрабо- танной кожей,-металлокерамическим листом или прутком. Через поры этих элементов подается жидкость, которая'растворяет лед. В некоторых случаях защищаемая поверхность обливается анти- обледенительной жидкостью. В результате сцепление между льдом и поверхностью профиля уменьшается, и отложившийся лед сдува- ется воздушным потоком. Этот метод применяется как для устране- ния, так и предупреждения обледенения. Жидкостью, применяемой в таких противообледенительных устройствах, может быть спирт, спиртоглицериновые смеси и др. Химические методы широко исполь- зуют в борьбе с обледенением стекол фонаря кабины пилотов и воздушных винтов. Термические системы могут применяться как для предупрежде- ния, так и устранения обледенения. Работа термических противооб- леденительных устройств основана на нагреве защищаемой поверх- ности самолета до температуры, исключающей возможность ее об- леденения. В зависимости от способа защиты поверхностей самолета раз- личают электротермические и воздушно-тепловые противообледени- тельные системы. В первых в качестве источника тепла используют электричество, во вторых — теплый воздух, воздух, смешанный с от- работавшими газами, или одни отработавшие газы. Электротерми- ческий способ защиты от обледенения позволяет подавать тепло к защищаемой поверхности с перерывами. При этом методе допуска- ется образование небольшого количества льда на поверхности, пос- ле чего к ней подается тепло, лед подтаивает и сдувается воздуш- ным потоком. После удаления льда обогрев прекращается, темпе- ратура поверхности понижается, и лед образуется вновь. Этот процесс повторяется через определенный промежуток времени. При цикличном обогреве расход энергии на обогрев в несколько раз меньше, чем при непрерывном. Защищаемые от обледенения поверхности обычно разбивают на отдельные секции, которые расположены симметрично на левой и правой частях крыла и оперения. Последовательное и симметричное подключение нагревательных элементов секций дает значительную экономию потребляемой противообледенительными устройствами электрической энергии, так как вместо одновременного обогрева всех секций обогревается в каждый данный момент времени лишь часть. На крыле и оперении, кроме периодически включаемых сек- ций, могут быть непрерывно обогреваемые в условиях обледенения участки, такие как места стыка секций и передние кромки, с кото- рых лед не может быть сброшен аэродинамическими силами. Противообледенительный носок крыла и оперения представляет собой многослойную конструкцию, состоящую из внешней и внутрен- ней обшивки, между которыми размещены два стеклотканевых слоя электроизоляции и нагревательный элемент. Каждый нагре- вательный элемент состоит из двух латунных контактных шин (плюсовой и минусовой), к которым подпаяна сетка из константа- 213
Рис. 18.6. Нагревательный элемент лопасти воздушного винта: 7 J — подводящие проввда; 2 — токопроВод. лопасть; 4 — нагревательный элейщ|* 5 — защитное покрытие новой проволоки диаметром 0,12—0,15 мм. Конструкция нагрейь тельных элементов лопастей винтов (рис. 18.6) и обтекателей втж ки винтов подобна конструкции нагревательных элементов крыл® Обогреваемый участок лопасти винта обычно составляет 15—20я хорды и 50—75% длины лопасти. Защита от обледенения конца лопастей не нужна вследствие нагрева их от трения воздуха и боли ших центробежных сил, срывающих образовывающиеся частим льда. Я Надежными противообледенительными системами являют® системы, использующие горячий газ или воздух. С внедрением самолетах газотурбинных двигателей получили мощный источнИ тепла, используемого в противообледенительной системе, — воздуЯ отводимый от компрессоров двигателя, или отработавшие газы, (Я бираемые из входа в турбину или из реактивного сопла. Кроме та го, возможен подогрев воздуха в теплообменнике, установленной вокруг реактивного сопла. Каждый из рассмотренных способ^ обеспечения энергии может оказать отрицательное влияние на лйй ные характеристики самолета вследствие уменьшения тяги, увели чения расхода топлива или увеличения массы. Анализ летных дач ных самолета в результате применения той или иной системы полу! чения тепловой энергии показал, что система отвода воздуха <и компрессора двигателя наиболее приемлема. | В тепловых системах воздух после обогрева поверхности, ка1 правило, выбрасывается наружу, хотя он имеет достаточно высокуи температуру. Для повышения эффективности воздушно-тепловьи противообледенительных систем в последнее время на самолета^ стали применять систему с эжектированием (рис. 18.7). Эжекто| подмешивает часть отработавшего, но имеющего еще высокую тем* пературу, воздуха к основному потоку горячего воздуха, отбираемо; го от двигателя. Это значительно сокращает расход отбираемого о$ двигателя воздуха. 18.3. ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Организм человека способен поддерживать нормальную жизйе деятельность в течение длительного времени только при сохранен® определенных условий окружающего микроклимата. С подъемом Hi высоту уменьшается давление воздуха, понижаются его температур и плотность, и хотя процентное содержание кислорода в атмосфер ном воздухе с подъемом на высоту почти не меняется, однако erj парциальное давление падает. При кислородном голодании пояч ляется головная боль, уменьшается быстрота реакции, ухудшает^ 214
Рже. 18.7. Противообледенительная система самолета Ту-154А: / — эжектор в носке крыла; 2 — заслонка на двигателе; 3 — режимный клаиаи; 4 — эжектор в носке киля; 5 — эжектор в носке стабилизатора; 6 — жалюзи для выхода воздуха нз нос- ков киля; 7. —• отверстия для выхода воздуха из носков стаби- лизатора; 8 — коллектор в стабилизаторе и киле; 9 — трубопро- вод противообледенения носков киля и стабилизатора; 10—ре- жимный клапан в фюзеляже; // — трубопровод протнвообледе- нення носка воздухозаборника среднего двигателя; 12 — трубо- провод противообледенения носка воздухозаборника в гондоле двигателя; 13 — кран включения противообледенительной сис- темы крыла, киля и стабилизатора; 14 — трубопровод проги- вообледеневня носков крыла; 15 — жалюзи выхода воздуха иа носков крыла

деятельность органов слуха и зрения, нарушается провес пищеввЯ рения и т. п. При значительном и длительном кислородном голой Дании возможны обморок и смерть. ' Я На высоте более 8000 м у незащищенного человека могут поЯ явиться признаки так называемой декомпрессионной болезни. Они выражаются в болевых ощущениях в суставах и мягких тканях! которые возникают вследствие понижения атмосферного давлениям когда растворенный в жидкости человеческого тела воздух начина- ет выделяться в виде пузырьков и образует газовые пробки в мель^ чайших сосудах, в результате чего нарушается нормальное кровом обращение, газовые пузырьки оказывают механическое воздействие на ткани, нервные и кровеносные окончания, вызывая зуд, сыпь^ боли в суставах и мышцах, состояние паралича. : Высотный полет может происходить лишь в герметических каби-? нах, в которых поддерживаются приемлемые для организма темпе- ратура, влажность, давление, осуществляются вентиляция и очист- ка воздуха. Герметические кабины могут быть вентиляционного^ типа — атмосферная герметическая кабина с наддувом атмосфера ным воздухом^ подаваемым различными нагнетающими агрегатами^ регенерационного типа — автономная герметическая кабина с неза- висимым от атмосферного воздуха наддувом, в которой необходи- мый запас воздуха находится на борту самолета; смешанного типа? В кабину вентиляционного типа воздух подается из нагнетателя с приводом от стационарного двигателя или поступает от компрессо- ра ГТД. В этой кабине полеты возможны на сравнительно неболь- ших высотах (20—25 км). Такие кабины просты по конструкции, не требуют высокой степени герметизации швов и уплотнений, удобны в эксплуатации. В кабине регенерационного типа в отличие от кабины вентиляци- онного типа нужный запас воздуха и кислорода хранится в балло- нах. При необходимости воздух и кислород выпускаются в кабину. Для очистки от вредных примесей кабинный воздух специальными насосами пропускают через регенераторы, содержащие патроны с поглотителями. Регенерационные кабины требуют обслуживания на земле: за- рядка баллонов сжатым или жидким воздухом и кислородом, смена поглотительных патронов и т. п. Герметизация этих кабин должна быть очень высокой, чтобы исключить большую утечку воздуха. Жизненные условия в них хуже, чем в вентиляционных кабинах вследствие недостаточной подачи свежего воздуха. Несмотря на недостатки кабины находят широкое применение на самолетах, предназначенных для полетов на