Text
                    СПРАВОЧНИК
АВИАЦИОННОГО
ИНЖЕНЕРА
Под общей редакцией В. Г. АЛЕКСАНДРОВА
МОСКВА «ТРАНСПОРТ» 1973

УДК 629.7.007.2(083) Справочник авиационного инженера. Александров В. Г., Мы р цымов В. В., Ивлев С. П., Майоров А. В., Б о р щ о в К- В., Хаймович И. А. Изд-во «Транспорт», 1973 г., 400 с. В справочнике даны сведения по практической аэродинамике, прочности и надежности авиационных конструкций; ремонтопри- годности и взаимозаменяемости деталей; силовым установкам и их эксплуатации; электро- и радиооборудованию, его эксплуатации и ремонту; механизации и автоматизации обслуживания. Основные обозначения, применяемые в аэродинамических и гидродинамических расчетах в самолетостроении, даны по ГОСТ 1075-41. Справочник предназначен для инженеров авиации всех ведомств, занимающихся эксплуатацией и ремонтом самолетов и вертолетов. Он может быть использован летным составом и студентами. Рис. 162, табл. 93. 3186-075 С049(01)-73 75-73 (&) Издательство «Транспорт», 1973 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ Вызванные потребностями жизни общества многие отрасли техники, в том числе и авиационная, развиваются в настоящее время весьма быстрыми темпами. Буквально на глазах одного поколения самолет из неуклюжего, тихоходного, простейшего по конструкции летательного аппарата (ЛА) превратился в техничес- ки сложную реактивную машину, способную совершать полеты со сверхзвуковой скоростью и на больших высотах. С момента своего появления также сильно из- менился и вертолет. За годы Советской власти в нашей стране создан могучий Гражданский Воз- душный флот, играющий огромную роль в экономике государства. На воздуш- ных трассах летают реактивные самолеты Ту-104, Ту-124, турбовинтовые самоле- ты Ил-18, Ан-24, турбовентиляторные самолеты Ил-62, Ту-134, Ту-144, Як-40 и др. Авиация все больше и больше вторгается во многие отрасли народного хо- зяйства. Самолеты и вертолеты применяются для перевозки пассажиров и грузов, геологических разведок, санитарных перевозок, промысла рыбы, в лесном и сельс- ком хозяйствах. С помощью вертолетов строятся различные сооружения, прово- дятся трубопроводные линии и т. п. Большое развитие и применение получила спортивная авиация в организа- циях ДОСААФ. Летательные аппараты широко применяются и в военном деле. Военная авиация является сейчас одним из важных видов Вооруженных Сил СССР. Для обеспечения высокой надежности полетов летательных аппаратов тре- буются грамотная эксплуатация и прогрессивные формы обслуживания авиацион- ной техники, а также необходимо применение оптимальных способов ремонта, базирующихся на передовой научно-технической теории. Непременным условием успешной деятельности инженера является четкое и непрерывное руководство работой подчиненного ему личного состава инженер- но-авиационной службы (НАС), высокая организация труда и постоянное совер- шенствование форм и методов эксплуатации и ремонта. Поэтому наряду со спе- циальными знаниями инженер-эксплуатационник должен владеть основами на- дежности, теорией массового обслуживания, научной организацией труда (НОТ) и умело применять их при решении практических задач. Научный характер организации труда в инженерной авиационной службе проявляется в выборе инженерами правильных методов изучения и анализа эксп- луатации и обслуживания, в рациональном делении рабочего процесса на опера- ции, в глубине вскрытия причин потерь времени как прямых, в виде простоев исполнителей, так и косвенных — из-за низкой производительности труда и не- достаточной его механизации. Одним из главных условий НОТ является необхо- димость выравнивания времени, расходуемого на выполнение отдельных опера- ций рабочего процесса. Устранение «узких» мест улучшает согласованность между звеньями выполняемой работы, уменьшает вынужденные потери времени и облегчает планирование и управление рабочим процессом. Важную роль в НОТ также играет правильное разделение труда внутри коллектива инженерно-техни- ческого состава и степень совмещения смежных специальностей. Развитие и более широкое применение механизации обслуживания, напри- мер, при использовании автоматизированных систем контроля технического со- стояния авиационной техники повышает надежность, культуру труда и в конеч- ном счете способствует росту производительности и облегчению труда. В связи с большой сложностью конструкции современной авиационной тех- ники и ее эксплуатации авиационному инженеру в настоящее время становится 3
все труднее находить ответы на вопросы, которые встречаются в его практической деятельности. Справочник авиационного инженера поможет инженерно-техническому составу получить необходимые сведения по вопросам: практической аэродинами- ки; прочности и надежности авиационных конструкций; эксплуатации и ремонта летательных аппаратов и их силовых установок; эксплуатации авиационного и радиоэлектронного оборудования; механизации и автоматизации средств обслуживания авиационной техники и по многим другим вопросам. Справочник иллюстрирован рисунками, схемами, таблицами, графиками и расчетными данными. В нем имеются различные цифровые величины и приводят- ся практические примеры, помогающие производить инженерные расчеты, свя- занные с летной эксплуатацией и обслуживанием авиационной техники в различ- ных климатических условиях, при полетах на разных высотах, с крупными ком- мерческими грузами и большим количеством пассажиров при полете в любые точки земного шара. В Справочнике отражен многолетний опыт ИАС МГА, ДОСААФ, отечест- венной и зарубежной военной авиации. Большую помощь в написании статей авторам оказали по разделу IV В. И. Михайлов и Д. М. Шамраев, по разделу VI Н. П. Потюков. Всем им авто- ры выражают глубокую признательность. Авторы приносят благодарность Н. П. Козачку, А. Т. Яценко, С. Е. Бара- новскому и В. Е. Кириевскому, взявшим на себя труд по рецензированию руко- писи Справочника и внесших много полезных замечаний и советов. Справочник написан авторским коллективом под руководством В. Г. Алек- сандрова, им же написаны предисловие и разделы I, II, III, VIII и IX. Раздел IV написан С. П. Ивлевым, раздел V — К-В- Борщевым, раздел VI — А. В. Май- оровым, раздел VII — И. А. Хаймовичем и раздел X — В. В. Мырцымовым. Справочник авиационного инженера в Советском Союзе выпускается впер- вые.
РАЗДЕЛ ПЕРВЫЙ Практическая аэродинамика самолетов и вертолетов § 1. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУХА Основными характеристиками воздуха являются его физические параметры: давление, температура и плотность. От величины этих параметров зависят такие, например, свойства воздуха, как вязкость, сжимаемость, упругость, влажность, скорость распространения звука и др. 1. Физические параметры воздуха Давление р — это сила, действующая на единицу поверхности по нормали к ней: Р где Р — равномерно распределенная давящая сила, кГ; S — поверхность, испытывающая давление, м2. Давление измеряется в килограммах на метр (или сантиметр) квадратный (кГ/м2, кГ/см2), в атмосферах (ат, атм), миллиметрах ртутного (или метрах) водяного столба (мм рт. ст., м вод. ст) и других единицах. В Международной системе единиц (СИ) давление измеряется в ньютонах на квадратный метр (н/м2). Техническая атмосфера (ат). В технике за единицу давления принята техническая атмосфера: 1 ат — 1 кГ/см2 = 10 000 кГ/м2 — 10 м вод. ст. = 735,6 мм рт. ст. — = 98066,5 н/м2. Физическая атмосфера (атм). Физической атмосферой назы- вается нормальное атмосферное давление на уровне моря: 1 атм = 760 мм рт. ст. = 10 332,3 кГ/м2 = 101 325 н/м2. Тор. Давление, создаваемое ртутным столбом высотой в 1 мм при t = 0° С и g=9,80665 м/сек2, называется тором (в честь итальянского ученого Торричелли). Бар. Иногда в качестве единицы измерения давления пользуются баром (бар) или миллибаром (мбар). Для перехода от СИ к другим системам единиц при измерениях давления удобно пользоваться табл. 1.1. Манометрическое (избыточное)давление (ати). Часто требуется определить избыток действительного (абсолютного) давления р над атмосферным давлением рИ'. Р^-Р-Рн- Температура воздуха — это степень его нагретости. Температура измеряет- ся в градусах по абсолютной (термодинамической) шкале Кельвина (° К) или по стоградусной шкале Цельсия (° С). В этих шкалах за начало отсчета температур приняты различные физические состояния газа. Температура газа по абсолютной шкале (абсолютная температура) обозначается буквой Т, а по шкале Цельсия — буквой t. 5
Таблица 1.1. Соотношение единиц измерения давления в разных системах Единица изме- рения давле- ния HfM* ат атм бар мм рт'. ст. м вод. ст. 1 н/м2 1 1,02.10-6 9,87- Ю-6 10-6 7,5-Ю-3 1,02.10-4 1 ат 9,81-Ю4 1 0,968 9,81-Ю-1 736 10 1 атм 1,01.106 1,03 1 1,01 760 10,3 1 бар 106 1,02 9,87-10-1 1 7,5-102 10,2 1 мм рт. ст. 133 1,36-10-® 1,32-10-® 1,33-ю-3 1 1,36-Ю-2 1 м вод. ст. 9,81• 103 0,1 9,68-10-2 9,81-10-2 73,6 1 В теоретических исследованиях пользуются шкалой Кельвина, градуировка которой одинакова со шкалой Цельсия, с той только разницей, что все темпера- туры этой шкалы положительные. За нуль в ней принята точка, лежащая на 273 деления ниже точки плавления льда и называемая абсолютным нулем. Для измерения температуры в большинстве стран принят термометр со шка- лой Цельсия. Основными постоянными точками этой шкалы приняты, ° С: Точка кипения жидкого кислорода...........................182,97 » плавления льда....................................... О » кипения воды.........................................100 » » серы......................................... 444,6 » плавления серебра................................. 960,8 » » золота........................................1063 В Великобритании и США пользуются шкалой Фаренгейта (° F), во Франции— шкалой Реомюра (° R). Для пересчета температур используются следующие формулы: 5 5 ГС = —TR=—(ГР—32°); 4 4 ГД=уГС=— (ГР — 32°); 9 9 ГР=—ГС+ 32°==—(ГР 4-32°). 5 4 Плотность воздуха — это отношение массы или веса воздуха к его объему. Масса воздуха, заключенная в единице объема, называется массовой плотностью: m р = — кГ-сек?!м\ v 6
Вес воздуха, заключенный в единице объема, называется весовой плот- ностью (удельным или объемным весом): GB mg у =---=-----= pg кГ/м3, V V где GB — вес воздуха, кГ; v — объем воздуха, м3; т — масса воздуха, кГ-сек2/м', g__ускорение земного притяжения (свободного падения тела), м/сек2 (на уровне моря для географической широты 45°31'30" оно равно 9,90665 лг/сек2). В системе СИ массовая плотность выражается в килограммах на кубический метр а удельный вес — в ньютонах на кубический метр. Относительная плотность возд'уха Л представляет собой отношение массовой плотности на высоте рн к . массовой плотности на уровне моря р0: Рн р Д = —-~ = 0,3793-~, Ро Т где р — давление воздуха в мм рт. ст', р А = 0,02789---, Т где р — давление воздуха в н/м2. 2. Основные свойства воздуха и воздушного потока Вязкость, или внутреннее трение, — свойство воздуха (газа) оказывать со- противление относительному движению своих частиц, а также перемещению в нем твердого тела. Вследствие наличия вязкости кинетическая энергия газа (жид- кости) или твердого тела, движущегося в нем, превращается в тепло. При смещении одного слоя газа (жидкости) относительно другого, а также при движении пластинки АВ в слое газа с постоянной скоростью Vo относитель- но неподвижной пластинки CD (рис. 1.1) на каждую пластинку со стороны газа действует сила где р, — некоторый коэффициент пропорциональности, называемый коэффи- циентом динамической вязкости (КДВ); S — площадь пластинки; V’o — скорость движения пластинки; d—расстояние между пластин- ками. Коэффициент динами- ческой вязкости зависит от температуры и почти не зависит от дав- ления и плотности газа. Для воздуха р = 1,745.10-®+ 5,03-IO-9 Г С; при температуре t = 15° С Рис. 1.1. Изменение скорости течения газов Vo между подвижной пластин- кой АВ и неподвижной CD р0= 1,82-10-6 кГ-сек/м2. В системе СИ Цо = 17,84-10-6 п-сек/м2. 7
кдв для жидкостей с увеличением температуры уменьшается, а для газов— увеличивается. Коэффициент кинематической вязкости (ККВ) — отношение коэффициента динамической вязкости к плотности среды ц v =— мР/сек. Р Для воздуха при температуре t = 15° С Vo — 1>45-10~6 мЧсеп. Сжимаемостью называется свойство воздуха изменять свой объем и плот- ность при изменении давления и температуры. В стратосфере сжимаемость возду- ха больше, чем у земли, на 33%. Характеристикой сжимаемости воздуха является отношение Др 1 Др ~ 4007 Упругостью называется способность физических тел возвращаться в исход- ное состояние после прекращения действия силы, вызвавшей деформацию. Воз- дух, как и всякий газ, обладает упругостью только по отношению к деформации его объема при всестороннем сжатии. После окончания действия сжимающей си- лы воздух благодаря упругости возвращается к исходному объёму. Если предо- ставить воздуху большее (по сравнению с исходным) пространство, то он под дей- ствием упругости расширяется, заполняя при этом любой предоставленный ему объем. Влажность воздуха — содержание водяного пара в воздухе. Влажность воздуха оказывает влияние на его плотность. При неизменных давлении и темпе- ратуре плотность влажного воздуха меньше плотности сухого, однако разница невелика. Для оценки степени влажности воздуха пользуются понятиями абсо- лютной и относительной влажности. Абсолютная влажность воздуха уп — количество водя- ного пара (в граммах) в единице объема (м3) воздуха. В системе СИ абсолютная влажность воздуха измеряется в сн/м3 (сантиньютон на кубический метр): 1 г/м3 = 0,980665 сн/см3. Количество водяного пара, находящегося в воздухе, зависит от температуры и условий испарения воды с наземной поверхности. Однако оно не может превы- сить того количества водяного пара, которое соответствует состоянию насыще- ния объема пространства водяным паром при данной температуре, и не зависит от газа, занимающего данный объем. Давление (упругость) насыщенного пара зависит только от температуры. Относительная влажность воздуха у — отношение ко- личества находящегося в воздухе водяного пара уп к количеству водяного пара Тн. п> насыщающего объем пространства при той же температуре: X =-2Н- Ю0% = 100% . Тн.п Рн.п Зная давление атмосферного пара рп и насыщенного пара рн. п при той же температуре, по формуле определяют относительную влажность воздуха. При полетах, проводимых в обычных условиях средних широт, относитель- ную влажность воздуха, как правило, не определяют и плотность находят по таблицам для сухого воздуха. Влияние влажности воздуха на плотность учиты- вают лишь при очень высоких температурах и большой влажности воздуха, на- пример в условиях субтропиков. Звуком называется периодическое колебательное движение частиц среды (газообразной, жидкой, твердой). Ощущение, воспринимаемое человеком как звук, является результатом воздействия на слуховой аппарат колебательных движений окружающей среды (воздуха). Источником звука может быть колеба- тельное движение любого тела: струны, мембраны и др. 8
Инфразвуки и ультразвуки. Человеческое ухо способно вос- принимать звуковые колебания с частотой от 16 до 20 000 колебаний в секунду (гц)- Вне предела человеческого слуха остаются звуки, частота которых меньше 16 гц (эти звуки называются инфразвуками) и звуки, частота которых превышает 20 000 гц (эти звуки называются ультразвуками). Колеблющееся тело передает свои колебания прилегающим к его поверхности частицам воздуха, которые, в свою очередь, передают эти колебания соседним частицам. Колебание каждой частицы воздуха происходит около ней- трального положения равновесия, соответствующего положению частицы до на- чала колебаний. Звуковые волны. Свойство упругости газа проявляется в том, что всякое возмущение в нем, т. е. местное сжатие, а следовательно, местное повышение давления и плотности распространяется в виде волн (по сходству этого явления с волнами на поверхности воды). Одним из видов таких волн является звуковая волна. Она представляет собой быстро распространяющиеся местные уплотнения и расширения газа, обусловленные изменением его массовой плотности и давле- ния, т. е. волны слабых возмущений,,воздуха. Дифракция волн. Если на пути распространения звуковых волн находится препятствие, размеры которого малы по сравнению с длиной волны, то волны огибают препятствие. Это явление называется дифракцией волн. Скорость звука — скорость распространения звуковой волны, или волны слабых возмущений. Скорость распространения звука характеризует упругость и сжимаемость воздуха. Газ, в котором скорость звука больше, обладает большей упругостью и меньшей сжимаемостью по сравнению с газом, которому соответст- вует меиьшая скорость звука. В тропосфере, стратосфере и мезосфере (см. табл. 1.6) скорость звука опреде- ляется по формуле а = ]/” Ау =~\/kgRf = 20,0463УТ^ 20 VT м/сек, где k — показатель адиабаты, выражающий отношение удельных тепло- емкостей воздуха при постоянном давлении ср и постоянном объеме ср . . сс, т. е. —— = 1,4; р — массовая плотность воздуха. При Т = 288,15° К скорость звука равна 340,28 м/сек (табл. 1.2). Таблица 1.2 Скорость звука на различных высотах Высота Н, м Скорость звука, а h, мм pm. cm. Плотность р/у, кг>сек9/м* м/сек км/ч — 1000 344,9 1248 854,6 0,1374 —500 342,1 1232 806,2 0,1311 0 340,2 1224 760,0 0,1250 500 338,3 1217 716,0 0,1191 1 000 336,4 1210 674,0 0,1134 2 000 332,5 1196 596,1 0,1027 3 000 328,5 1181 525,7 0,0927 4 000 324,5 1166 462,2 0,0835 5000 320,5 1152 404,8 0,0751 6 000 316,3 1138 353,7 0,0673 7 000 312,2 1123 307,8 0,0601 8 000 308,0 1109 266,8 0,0505 9 000 303,7 1094 230,4 0,0475 10 000 299,4 1080 198,1 0,0421 11 000 295,2 1066 169,5 0,0371 9
Для вычисления скорости звука на данной высоте в пределах тропосферы пользуются следующей приближенной формулой: где Н — высота, м. Звуковая тень. В случае если размеры препятствия сравнимы с длиной вол- ны или больше ее, то препятствие является экраном, за которым образуется звуковая тень. Это явление используется при ультразвуковой дефектоскопии. При помощи звука обнаруживаются несплошности (трещины, пустоты, включения и др.), размеры которых больше половины длины волны. Акустический резонанс. Когда частота собственных колебаний двух тел (камертонов, струн и т. п.) одинакова и одно из этих тел приведено в колебание и звучит, то начнет звучать (откликаться) и другое тело. Воздушные волны, со- здаваемые первым телом, своими толчками будут раскачивать второе. Это явле- ние называется акустическим резонансом. Резонансные колебания также возбуждаются в трубопроводах (газовых, жид- костных систем), если частота нагнетателя (вентилятора, насоса) такова, что по длине трубопровода укладывается одна или несколько полуволн. Явление резонанса может проявляться в лопатках ГТД, в лопастях воздуш- ных винтов и вентиляторов в тех случаях, когда по длине лопатки или лопасти (от ступицы до края) укладывается четверть звуковой волны. Отражение и поглощение звука. При достижении звуковой волной препятст- вия (стены, пола, потолка, перегородки и т. п.) часть энергии отражается, а ос- тальная энергия, проходя через преграду, частично поглощается ею (т. е. обра- щается в тепло в результате работы сил трения в материале преграды), а частич- но излучается по другую сторону преграды. Коэффициент звукопоглощения а — отношение погло- щенной /погл к падающей / энергии: /погл а=------. / Коэффициент звукопоглощения а зависит от вещества, толщины слоя, расстояния до источника звука и экрана (слоя краски, воздухонепроницаемой ткани, металла, фанеры и т. п.). Хорошими звукопоглотителями являются мате- риалы с густыми и мелкими открытыми порами: вата, войлок, стекловата и т. д. Эти материалы хорошо поглощают звуки высокой частоты. Для получения хоро- шего звукопоглощения при понижении частоты необходимо увеличивать толщину поглощающего слоя. Коэффициенты звукопоглощения некоторых материалов в зависимости от частоты звука даны в табл. 1.3. Коэффициент звукоизоляци. и с — отношение силы j\ зву- ка, падающего на перегородку, к силе /2 звука, прошедшего через'нее на другую сторону. Коэффициент звукоизоляции и громкость шумящих тел и устройств (табл. 1.4 и 1.5), как и уровень силы звука, выражаются обычно в децибелах (дб), т. е. принимают, что ст = 101g 12 Число М — отношение скорости потока V к скорости звука а при данных условиях 10
Критическим роста VKp полета числом Мкр полета называется отношение критической ско- к скорости звука на данной высоте Мкр — Укр а Критической скоростью полета называется скорость, при которой на поверхности самолета наибольшая местная скорость обтекания равна местной скорости звука. Таблица 1.3 Коэффициенты звукопоглощения различных материалов в зависимости от частоты звука Коэффициент звукопоглощения Материал 125 гц 250 гц йг QOS 1000 гц 0003 4000гЧ Авиационный теплоизоляционный материал: АТИМХ-10 0,03 0,03 0,07 0,22 0,35 АТИМХ-15 0,03 0,04 0,15 0,43 0,56 — Войлок технический толщиной 2,5 см 0,09 0,034 0,55 0,66 0,52 0,39 Ковер — — 0,20 — — — Линолеум, пластики 0,02 — 0,03 — 0,04 — Панель сосновая 0,10 0,11 0,10 0,09 0,08 0,11 Переборка деревянная оштукату- ренная 0,02 0,03 0,04 0,05 0,03 0,03 Пробковая плита толщиной 2 см, приклеенная к стене 0,08 0,08 0,19 0,21 0,22 Стена кирпичная: неотштукатуренная 0,02 0,02 0,03 0,04 0,05 0,07 отштукатуренная и окрашенная . 0,01 0,01 0,02 0,02 0,02 0,03 Ткань хлопчатобумажная, подвешен- ная на стене без складок, весом 360 Г/м2 0,03 0,04 0,11 0,17 0,24 0,35 То же, 500 Г/м2 0,04 0,07 0,13 0,22 0,32 0,35 Таблица 1.4 Коэффициенты звукоизоляции перегородок из различных материалов Тип перегородки Коэффициент звуко- изоляции, дб Алюминиевая........................................... Фанера трехслойная толщиной 3—7 мм ................... Дверь деревянная...................................... » стальная толщиной 6,4 мм......................... Окно с одинарной рамой................................ » » двойной » .............................. Перегородка деревянная, отштукатуренная............... Стена бетонная, отштукатуренная толщиной 110 мм . . . » кирпичная, » » 120 » . . . » » » » 200 » . . . 16 19—21 20—25 35 30 46 30—50 42 44 48 11
Таблица 1.5 Громкость шумящих тел и устройств Шумящее тело (устройство) • Громкость, дб Тихий шепот на расстоянии 1,5 м Тикание часов Обычный разговор Шум оживленной улицы Крик Шум мотоцикла без глушителя Удары молота о стальную плиту Шум, вызывающий боль в ушах » взлетающего самолета с поршневым двигателем . . . » » » » ТРД » работающего на номинальном режиме воздушного винта » выхлопа поршневого двигателя 10 20 60 70 80 100 НО 120 120-125 130—160 100—110 90—100 3. Международная стандартная атмосфера Атмосфера — воздушная оболочка земли. Давление, температура и массо- вая плотность воздуха атмосферы изменяются в широких пределах и зависят от широты и долготы места, высоты, времени года, суток и т. д. Для удобства выполнения расчетов, пригодных для различных условий ат- мосферы, принята осредненная стандартная атмосфера, которую называют между- народной стандартной атмосферой(МСА). Она введена с 1.10.1964 г. ГОСТ 4401—64. В MCA за начало отсчета высоты принят уровень моря при следующих усло- виях: атмосферное давление Во = 760 мм рт. ст. или р0 = = 10332 кГ/м2 (в системе СИ р0 = 101,4-103 н/м2); температура f = 15° С (288° К); массовая плотность воздуха ро=0,125 кГ • сек2!м* (в системе СИ р0 = 1,2257 кГ/м3)-, удельный вес воздуха у0 — 1,225 кГ/м3 (в системе СИ ул = = 12,013 н/лг3). Таблица 1.6 Основные сферы и переходные слои атмосферы Сфера Средняя высота верхней и нижней границ, кМ Переходный слой Тропосфера 0—11 Тропопауза Стратосфера 11—35 Стратопауза Мезосфера 35—80 Мезопауза Термосфера Выше 80 12
Температуры в тропосфере. Для тропосферы изменение температуры с подъе- мом на высоту определяется по формуле /=15—6,5Н°С, Где Н — высота, км. Для высот с 11 до 30 км температура считается постоянной и равной —56,5° С (216,6° К). По характеру распределения температуры по вертикали атмосферу принято делить на четыре основные сферы: тропосферу, стратосферу, ме- зосферу, термосферу и три переходных слоя между ними: тропо- паузу, стратопаузу и мезопаузу (табл. 1.6). § 2. ОСНОВНЫЕ УРАВНЕНИЯ АЭРОДИНАМИКИ К основным уравнениям аэродинамики обычно относят уравнение состояния газа, уравнение неразрывности (уравнение постоянства расхода воздуха) и урав- нение Бернулли. Уравнение состояния газа записывается так: — — gRT, Р где р — давление газа (воздуха), кГ/м2-, р — плотность газа, кГ-секЧм*; g = 9,81 — ускорение силы тяжести, м/сек2', R — газовая постоянная, имеющая для каждого газа определенное значение (например, для воздуха 7?в = 29,27 кГм/кГ-град). Уравнение неразрывности представляет собой приложение закона сохране- ния материи к струйке газа и гласит: при установившемся движении газа через любое поперечное сечение газовой струйки за одну секунду проходит одна и та же масса газа (воздуха). Математически это выражается так: pVF = const, где р — плотность газа; V — скорость газа в данном сечении; F — площадь сечения струйки. Уравнение Бернулли является приложением закона сохранения энергии к движению газа и определяет взаимную связь между давлением и скоростью потока в сечении струйки. Уравнение Бернулли для несжимаемого газа (небольшие скорости воздушного потока) в упрощенной форме имеет вид: т. е. при движении несжимаемого газа сумма статического давления р и скорост- рУ2 ного напора -g— есть величина постоянная для всех сечений газовой струики. Уравнение Бернулли для сжимаемого газа имеет выражение V2 k — +--------- 2 k — 1 — =const, р где k — отношение теплоемкости газа при постоянном давлении к тепло- емкости газа при постоянной температуре (для воздуха k = 1,4). Подставив значения величин, можно записать уравнение Бернулли с учетом сжимаемости для воздуха в следующем виде: У2 + 20007= const. 13
§ 3. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ И ВЕСОВЫЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ САМОЛЕТА 1. Геометрические параметры Удлинение крыла: &ср $ где Ьс-д — средняя хорда крыла; S, I — площадь и размах крыла. Для различных типов реактивных самолетов X = 2 4- 10. Сужение крыла: ^корп т)=7-----’ £'конц где &корн, ^копц — корневая и концевая хорды крыла. Для различных типов реактивных самолетов г] = 2 4- 3. Относительная толщина профиля, выраженная в процентах: ^корн = — — 100%; Гконц = 100% , ®корн Оконц где скорн, сконц — наибольшая высота профиля в корневой и концевой частях крыла (оперения). Для крыльев различных типов реактивных самолетов сКОрн = 3,5 4- 16. Коэффициент статического момента горизонтального оперения: ^-Г.О^г.О Аг.о— <?«, > 15 °C АХ где Аг. о — расстояние от центра давления горизонтального оперения до центра тяжести самолета (часто принимается как расстояние от центра тяжести самолета до оси вращения руля высоты); Sr. о — площадь горизонтального оперения; 6Сдх — средняя аэродинамическая хорда крыла. Для трапециевидного крыла Z>cax — хорда, проходящая через центр тяжести площади полукрыла. Для различных типов реактивных самолетов Кг. 0 = 0,55 4- 0,8 Относительная площадь оперения, рулей, элеронов: ‘Sr.o . ‘Sb.о . ‘Sp.B Sp.H , 5ЭЛ S S Sp.o *^в.о i.S где Sr. 0, SB. 0 — площадь горизонтального и вертикального оперений; Sp. в> Sp. н, 5эл — площадь руля высоты, руля направления и элеронов. Относительные площади для различных типов реактивных самолетов имеют следующие значения: -^-=0,15 4-0,25; -^- = 0,12 4- 0,25; О о —^ = 0,06 4-0,1; = о,ЗО 4- 0,45; S Sp. о Sp н -^ = 0,30 4-0,45. Sb.о 14
Удлинение фюзеляжа: г /ф 4 = 7“’ “Ф где /ф — длина фюзеляжа; d$, — диаметр круга, площадь которого равна миделевому сечению. Фюзеляжи различных типов реактивных самолетов имеют ?.ф = 7 4- 15. 2. Весовые коэффициенты Коэффициент весовой отдачи: „ Сцагр А отд — » : где Онагр — вес нагрузки; G — полетный вес самолета. Этот коэффициент характеризует весовое использование самолета, поэтому конструкторы самолетов стремятся, чтобы он был возможно большим. Полетный вес самолета G включает: | 1. Вес нагрузки GHarp: топлива и смазки GT; экипажа Оэкип; пассажиров Gnac; • груза и багажа Grp. 2. Вес конструкции GKOhct: крыла GKp; фюзеляжа Оф; оперения Gon; шасси С’ш; управления Gynp. 3. Вес силовой установки Gc.y: двигателей Одп; гондол и капотов 6Г0Н; мо- торам 0мр; винтов GBHHT; баков GgaK; радиаторов Орад. 4. Вес вооружения GB00p: оружия Gop; установок вооружения GyCT.B00p. " 5. Вес оборудования Go6: съемного Gc.o6; несъемного GH.O6- I Коэффициенты относительного веса агрегатов: „ GKp Оф КкР = — > Кф = —?-ит. д., и G | где 0кр — вес крыла; к Оф — вес фюзеляжа. | Коэффициенты относительного веса агрегатов имеют следующие значения: 1 крыла — Ккр = 0,10 -1- 0,13; фюзеляжа — Кф = 0,07 4- 0,12; шасси — Кщ = 0,04 4- 0,06; оперения — Коп = 0,02 4- 0,025; управления — КупР = 0,015 4- 0,02. i Коэффициенты относительного веса конструкции, силовой установки, воору- жения, оборудования; I „ Gkohct v Gc.y . Gboop # „ G06 t Akohct— „ '> Ac.у— „ ’ Авоор— „ '> Аоб— _ идр. f (j * Для истребителей и истребителей-бомбардировщиков с ТРД, пассажирских I самолетов с ТВД и других эти коэффициенты имеют следующие величины: Кконст = 0»26 4- 0,36; Кс.у — 0,26 4- 0,35; Квоор —0,01 т 0,04; Коб = 0,08 4- 0,14. § 4. ВЗЛЕТ САМОЛЕТА И СЛОЖНЫЕ СИТУАЦИИ 1. Подготовка самолета и руление на старт Перед выруливанием на старт летчик проверяет действие тормозов колес. Последние считаются исправными, если самолет без колодок удерживается тор- мозами колес до величины оборотов двигателя, указанных в инструкции данного ? 15
самолета. Так, для самолетов с тяговооружен- ностью1 р < 0,5 -т- 0,6 тормоза колес удержи- вают самолет до оборотов 0,9пмакс- Одновременно с проверкой тормозов колес контролируют ра- боту ГТД. Руление. Рулить на самолете разрешается только летчику. Скорость руления устанавли- вается инструкцией, а при рулении с сопровож- дением не должна превышать 4—5 км/ч. Во вре- мя руления летчик обязан следить за тем, чтобы самолет не попал в зону действия газовой (воз- душной) струи от других самолетов и чтобы дру- Рис. 1.2. Характер ния потребной тяги симости от скорости ния и вида покрытия 7 — грунт; 2 — бетон гие самолеты не попадали в зону струи от его самолета. При рулении запрещаются резкие, импульсные торможения и крутые развороты. Минимальная скорость руления. Минималь- ная скорость установившегося руления по бето- нированной рулежной дорожке составляет около 8—12 км/я, по грунту — несколько больше и зависит от прочности грунта (см. рис. 1.2). рулении. В зависимости от количества и расположения измене- в зави- руле- ВПП: Управление при двигателей на самолете, а также от типа шасси управляют самолетом при руле- нии путем создания несимметричной тяги двигателей, с помощью тормозов колес или с использованием управляемой (ориентирующейся) тележки (колеса) перед- ней ноги. Вырулив на исполнительный старт, рекомендуется прорулить 5—10 м, для того чтобы ориентирующаяся тележка (колесо) передней ноги установилась по направлению взлета, что очень важно для выдерживания направления взлета. 2 Длина разбега самолета Длина разбега самолета Lp — это путь, проходимый им при разбеге до ско- рости отрыва Уотр, и определяется по формуле , Уотр Уотр Ап== ~ = м > \ е'взл / где р — тяговооруженность самолета; Р — тяга всех двигателей на скорости 0,7 Уотр; Свзл — взлетный вес самолета; fK — коэффициент сопротивления движению колес шасси самолета (коэффициент трения качения); g — ускорение свободного падения. Длина разбега зависит от взлетного веса самолета, температуры и давления воздуха, тяги двигателя, вида и состояния ВПП (табл. 1.7) (угла атаки и механи- зации крыла), а также от наклона ВПП, направления и силы ветра. Рассмотрим влияние этих факторов на длину разбега. Взлетный вес. Для практических целей считают, что при увеличении взлет- ного веса на 1% длина разбега у самолетов, взлетающих с твердой ВПП, увели- чивается более чем на 2%, а с мягкого грунта — на 3% и более. 1 Тяговооруженностью самолета р называется отношение тяги двигателя Р Р к весу самолета G, Т. е. р — -q~. 16
Таблица 1.7 Технические характеристики элементов ВПП в зависимости от класса аэродрома Элементы ВПП I Класс аэродрома Посадочная площ адка II III Рабочая площадь: длина, м 2500 1800 1200 400—800 ширина, м 400 400 400 100 Взлетно-посадочная полоса: длина, м 2500 1800 1200 400—80 ширина, м ............ 60 50 40 25—30 Ширина боковой полосы безопасно- сти, м ................ 100 100 100 50 Длина концевой полосы безопасно- сти , м 400 400 200 100 Допустимая статическая нагрузка от одной одноколейной пары, Т .... 17 12 5 Минимальная (расчетная) —прочность грунта, кГ/см* 5—6 4—5 3—4 2—3 Температура окружающего воздуха. При повышении температуры окружаю- щего воздуха длина разбега увеличивается, при понижении — уменьшается. Например, при взлете с твердой ВПП при повышении температуры на каждые 10° С разбег увеличивается на 12—13%, а при понижении — уменьшается на 8—10% при тех же числах оборотов ТРД (табл. 1.8). Таблица 1.8 Примерное изменение разбега самолета в зависимости от температуры наружного воздуха и полетного веса Длина разбега (м) в зависимости от температуры наружного воздуха (°C) вес, кГ — 45 — 30 -!5 0 + 15 +30 +45 18 400 550 630 730 830 980 1 130 1 350 21 000 770 850 1 000 1 160 1 320 1 560 1 900 22 000 840 930 1 090 1 290 1 450 1 730 2 140 Давление окружающего воздуха. Повышение (понижение) давления на 10 мм рт. ст. приводит к уменьшению (увеличению) длины разбега на 2—3,5%. Тяга двигателя. Увеличение тягн двигателя на 20—40% путем форсирова- ния почти на столько же процентов сокращает длину разбега с ВПП с твердым покрытием. Угол атаки и механизация крыла самолета. При взлете с ВПП с твердым покрытием сопротивление трения колес ног шасси на длину разбега оказывает меньшее влияние, чем лобовое сопротивление,поэтому для сокращения длины разбега рекомендуется производить разбег при малом угле атаки, увеличивая его лишь перед отрывом самолета от ВПП. При взлете же с ВПП с мягким грунтом для уменьшения длины разбега важно уменьшить сопротивление трения, поэтому разбег производят при больших углах атаки. У самолетов с большой тяговооруженностью длина разбега практически не зависит от угла атаки. Длина разбега уменьшается при выпуске щитков-закрылков. 17
При взлете щитки-закрылки отклоняются не на полный угол, а ставятся во взлетное положение (15—20°). При этом значительно возрастает подъемная сила крыла при сравнительно небольшом увеличении лобового сопротивления. В ре- зультате сокращается длина разбега. Если же закрылки выпустить на полный угол, то резко возрастет лобовое сопротивление крыла и характеристики взлета ухудшатся. Влияние трения колес ног шасси о ВПП. Определение длины разбега при изменении коэффициента трения качения (/к) производится по следующей при- ближенной формуле: ₽ Р° Ио-/к где LPf) — длина разбега самолета при стандартных условиях; Но — тяговооруженность при весе самолета СЕЗЛо; /к0 — коэффициент трения качения при стандартных атмосферных условиях. В табл. 1.9 приведены коэффициенты трения качения колес о некоторые ВПП. Таблица 1.9 Коэффициенты трения качения Поверхность ВПП Коэффициент трения качения колес fKo Коэффициент трения качения колес, учитывающий аэроди- намическое качество, fK Бетон сухой 0,02—0,04 0,05—0,06 » мокрый Твердый грунт, металлическая по- 0,04—0,06 0,065—0,075 л оса 0,03—0,05 0,075—0,080 ВПП с низким травяным покровом 0,06—0,65 0,070—0,085 ВПП с мокрым травяным покровом 0,10—0,11 0,110—0,130 ВПП с высоким травяным покровом 0,14—0,15 0,140—0,155 Мягкий песчаный грунт 0,12—0,30 0,110—0,230 Сырой вязкий грунт 0,25—0,35 0,200—0,270 W - спорость Ветра. м)сех О -вычесть; ® -прибавить Рис. 1.3. Диаграмма определе- ния влияния направления и ско- рости ветра В зависимости от вида и состояния поверхности ВПП и от аэродинамического качества при отрыве /к может быть боль- ше, равен или меньше /Ко- Влияние ветра. Приближенно влияние ветра на длину разбега учитывается при помощи следующей формулы: Три7 = Тр0 Н±2 л, У Vотр ' где.Тр^ — длина разбега с учетом влия- ния ветра; Лр0 — длина разбега при безветрии; W — скорость ветра (рис. 1,3). .Знак плюс подставляется в формулу при попутном ветре, минус — при встреч- ном. Для разбега при встречном ветре тре- буется меньшее время и расстояние, а при попутном — большее. 18
Влияние высоты расположения аэродрома. Влияние высоты расположения аэродрома сводится к влиянию изменения давления и температуры воздуха. Если считать, что эти изменения происходят н соответствии с изменением стан- дартной атмосферы, то увеличение высоты на 500 м приводит к увеличению длины разбега на 9%. 3. Оптимальная длина разбега самолета Длина разбега самолета одного и того же типа и на том же аэродроме у раз- ных летчиков получается неодинаковой и разница достигает 250—300 м. Основ- ное влияние на это оказывает угол атаки и вывод на взлетный режим газотурбин- ного двигателя перед началом разбега, удерживая самолет на тормозах. Умень- шение аотр на 1° увеличивает длину разбега на 5—8%. Момент подъема колеса передней ноги шасси определяется по указателю ско- рости либо по повышению эффективности руля высоты. При взлете с бетонирован- ных ВПП подъем колеса (тележки) передней ноги шасси на скоростях (0,5 — 0,9) Уотр уменьшает длину разбега у большинства самолетов лишь на 1,5—2%, а у тяжелых самолетов до 5—8%. В то же время ранний подъем колеса передней ноги шасси увеличивает длину разбега. Для уменьшения длины разбега на самолетах производят взлет с щитками или закрылками (щитками-закрылками), отклоненными на 15—20°, при этом значительно увеличивается Суотр- Кроме того, применяют режим форсирования двигателя либо взлетные ракеты (ускорители). 4. Взлетные характеристики самолета Взлетом называется ускоренное движение самолета от начала разбега до достижения эволютивпой скорости и заданной высоты набора. Эволютивная скорость Урв обычно превышает скорость отрыва Уотр на 30—35% и достигает- ся самолетами на высоте 25 м. Стандартная высота окончания взлета. В СССР стандартной высотой оконча- ния взлета принята высота 25 м, которая превышает наземные препятствия в полосе воздушных подходов к ВПП. В Международной организации гражданской авиации стандартной высотой окончания взлета, являющейся условной высотой препятствий НуСЛ на подходах к аэродрому, считается высота 10,7 м для взлета и 15 м для посадки. При этом условная высота 10,7 м отсчитывается от уровня ВПП в точке отрыва самолета на взлете, а высота 15 м — от уровня ВПП в точке касания самолетом земли. Взлет самолета с ТРД включает: наземный этап взлета — разбег по аэродрому от скорости V = 0 до скорости Уотр; воздушный этап взлета — разгои до скорости V = Уэв с на- бором высоты Н = 25 м. Взлетная дистанция Ьв.я — расстояние от начала разбега до набора высоты 25ТЛ1 и определяется следующей формулой: ’ " £в.д = £р + ^в, где LB — длина воздушного участка взлетной дистанции. Для современных самолетов/ кроме вертикально взлетающих н укорочен- ного взлета, можно с небольшой погрешностью принимать: Уотп Гв.д= (1 >5 ~2) Lv, либо Лв.д= (1,5 4-2) —, 9(7 2/ср гп. 17 2 где уотр —-------~; Су отр p*S суОтр — коэффициент подъемной силы при отрыве самолета; р — плотность воздуха; S — площадь крыла самолета; /ср — среднее ускорение на разбеге. 19
Среднее ускорение на разбеге /ср определяется по формуле \ ^взл где g — ускорение силы тяжести; Ро — тяга двигателя при стандартной атмосфере; Свзл — взлетный вес самолета; f — коэффициент сопротивления движению самолета при разбеге, его величина в стандартных условиях при взлете с бетонной ВПП равна 0,07—0,08 для дозвуковых самолетов и 0,1—0,13 для сверх- звуковых самолетов. Скорость отрыва V0TP находится по формуле Для современных самолетов расчет скорости отрыва должен выполняться с учетом вертикальной составляющей силы тяги Ру = Р sin аОтР, так как она достаточно велика. Если ею пренебречь, то при расчете скорости отрыва ошибка составляет 5—7%. Приведенный коэффициент трения. Отношение сил сопротивления (Q + F) к весу самолета G называют приведенным коэффициентом трения и обозначают который выражается формулой f' — /к + ДЛ где /к — коэффициент трения качения (см. табл. 1.9); Д/ — дополнительный член, учитывающий аэродинамическое сопротив- ление самолета (зависит от су, сх ГОтР> ^); Д/ = 0,008 4- 0,012 в диапазоне с,/ОтР — 1,6 4- 1,0 соответственно. Взлетные качества самолета характеризуются показателями: длиной разбега; проходимостью самолета по грунту; длиной взлетной дистанции; скоростью отрыва; углом атаки самолета в момент отрыва; устойчивостью и маневренностью самолета при движении по земле; приспособленностью жизненно важных систем самолета (силовой установки, системы управления, авиационного и радиоэлектронного оборудования и др.) к эксплуатации с грунтовых ВПП, когда на указанные системы и оборудование может попадать пыль или грязь; устойчивостью и управляемостью самолета на углах атаки, близких к крити- ческому; . ограничениями по скорости уборки шасси и механизации крыла. Основными показателями взлетных качеств принято считать длину разбега и проходимость по грунту. Проходимость самолета — способность рулить по грунтовому аэродрому и совершать взлет и посадку на грунтовом аэродроме регламентированных раз- меров, при этом глубина колеи, образую- Рис. 1.4. Зависимость формы колен от ее глубины: а — колея глубиной hK < б и в— В колеи глубиной hK > щейся от колес ног шасси при движении самолета, не должна превышать допус- тимых значений. Глубина колеи (приб- лиженно) определяется по формуле В 4 ’ где В — ширина колеса шасси. На рис. 1.4 показана зависимость формы колеи от ее глубины. Факторы, влияющие на взлетные качества самолета. На взлетные каче- ства самолета влияют: 20
конструктивные факторы (форма крыла в плане, тип шасси и давление' в ппевматиках (шинах) колес, количество и расположение двигателей); эксплуатационные факторы, не зависящие от летчика (тяга двигателя Р; взлетный вес самолета Свзл; температура Т и давление р атмосферного воздуха; состояние аэродрома, характеризуемое величиной коэффициента трения качения колес /к; направление и скорость ветра W, величина и направление уклона ВПП); эксплуатационно-летные факторы, зависящие от летчика (угол атаки при отрыве аотр, скорость подъема (отрыва) носового колеса V'n н к, выдержива- ние направления самолета при разбеге и др.). 5. Коэффициенты пересчета длины разбега самолета Коэффициент пересчета длины разбега при изменении атмосферных усло- вий: где Lp и Lp0 — длина разбега соответственно при изменившихся и стандарт- ных атмосферных условиях; Тар — температура и давление воздуха при изменившихся условиях; То и ро — температура и давление воздуха при стандартных условиях; Рср0 — средняя эффективная тяговооруженность самолета при стан- дартных атмосфериых условиях на разбеге; f’ и /о — коэффициент сопротивления движению самолета при разбеге по бетонированной полосе, соответственно при изменившихся и стандартных условиях; m — показатель степени (для ТРД с осевым компрессором равен примерно 1,3, для ТРД с центробежным компрессором — в среднем 2,0). Средняя эффективная тяга двигателя на разбеге составляет 80—85% стати- ческой тяги при работе двигателя на максимальном режиме. Коэффициент пересчета длины разбега при изменении веса самолета: ,z Свзл (Неро-----------(о) С'взло (Нор------/о/ где /р — коэффициент сопротивления движению самолета при стандартных условиях по бетонной взлетной полосе; /о =0,5 к+-Ко,5 (о,034-^=0,115. V Котр / \ 5 Здесь К0Гр — аэродинамическое качество самолета при отрыве (для современных сверхзвуковых самолетов КОтр — 44-5). При взлете с бетонной ВПП f0 = 0,02 4- 0,03, с твердого травянистого грун- та f0 = 0,06, с твердого песчаного грунта /0 = 0,2. Коэффициент пересчета длины разбега при изменении тяги двигателя: ipp Рср0 /о Кр=~r = —f' ’ •''Ро ^°Ризм '« где Lpp и Lpo — длина разбега соответственно при измененной и стандартной тяге; ИвРизм — средняя эффективная тяговооруженность при измененной тяге. 21
Этой формулой можно пользоваться для определения длины разбега при пониженных взлетных оборотах, при применении форсажа или ускорителя. Пример. Определить длину разбега при взлете на форсаже, если при взлете на максимальном режиме длина разбега = 1300 м, тяга дви- гателя на форсаже Рф = 11 300 кГ и взлетный вес Свзл — 15 900 кГ. Решение. Находим среднюю эффективную тяговооруженность при измененной тяге: _ РФ 11 300 _ !‘СР“ЧЧ 15900 ~0,71' Находим коэффициент пересчета на измененную тягу: Ч Иср0—0,425—0,115 /<.,=__!L =----------=-------------= 0,52. Ч HepII3M-fo 0,71-0,115. Определяем длину разбега при измененной тяге L =KpLv<) = 0 ,52-1300 = 676 м. Как видно из примера, длина разбега сократилась почти вдвое. Коэффициент пересчета длины разбега при изменении взлетной полосы: К — — ^сРр~^» Ч Нср0 А13М Пример. Определить длину разбега при взлете с грунта, если длина разбега самолета при взлете с бетона равна 1300 м, а р,ср° = 0,425. Р е ш е н и е. Коэффициент сопротивления движению самолета при разбеге с грунта Чм = 0-5^о+^)=0,5(о,2+^-)=0,2. Коэффициент пересчета на изменившийся вид полосы: Ч' !1ср0— fo 0,425—0,115 zz 1 _____У_____—,_2_____:______ 1 оо г Ч Нср0-/'зМ 0,425-0,2 ’ • Определяем длину разбега при взлете с грунта: Lp =Кг1Ро = 1,38-13ОО = 1794л. Из расчета видно, что длина разбега при взлете с грунта увеличилась на 38%. Длина разбега с учетом влияния уклона ВПП. V отр 2(jCpo±^)’ где i — средний угол наклона взлетной полосы в радианах ( i° \ к 57,3 к / Знак плюс в формуле соответствует уклону попутному, знак минус — укло- ну встречному. В^среднем длина разбега самолета при встречном уклоне 1° увеличивается 22
Общий коэффициент пересчета. В реальных условиях вышеприведенные эксплуатационные факторы могут изменяться не каждый в отдельности, а одно- временно по нескольку факторов сразу. В этом случае определяют общий коэф- фициент пересчета, соответствующий одновременному изменению нескольких эксплуатационных факторов. Между общим коэффициентом пересчета и одиноч- ными коэффициентами имеется следующая зависимость: ^д,С,р, !' KpKf т. е. общий коэффициент пересчета приближенно равен произведению одиночных коэффициентов. 6. Влияние типа шасси на управляемость самолета на разбеге В настоящее время на реактивных самолетах применяются шасси с носовым (передним) колесом (трехколесное) и велосипедное шасси. На обоих типах шасси носовое колесо (тележка) может быть управляемым, что улучшает путевую уп- равляемость и обеспечивает взлет при сильном боковом ветре. На самолетах с трехколесным шасси на носовую стойку (переднюю ногу) приходится примерно 20% нагрузки от веса самолета, поэтому на скорости Уп_ н. к < Уотр (где Vn. н. к — скорость подъема носового колеса) отклонением руля высоты носовое колесо можно оторвать от земли и установить самолет на угол атаки аОтр > аст (где «ст •— стояночный угол атаки). С этого момента самолет обладает аэродинамической продольной управляемостью. Вздыбливание передней ноги шасси. На самолетах с велосипедным шасси нагрузка от веса самолета распределяется между передней и задней ногами почти поровну, поэтому с помощью руля (либо стабилизатора) оторвать от земли перед- нюю ногу на разбеге не удается. Самолет с таким шасси на разбеге вплоть до отрыва опирается о ВПП колесами передней и задней ног. В этом случае необхо- димый взлетный угол создается за счет механического изменения угла тангажа с помощью механизма вздыбливания передней колесной тележки или другим спо- собом. Самолет с велосипедным шасси без вздыбливания передней ноги на разбеге не обладает аэродинамической продольной управляемостью. Управляемость во второй половине разбега. На самолете с велосипедным шасси подкрыльные опоры (ноги) во второй половине разбега не касаются земли, поэтому самолет при некоторой скорости разбега имеет достаточно хорошую по- перечную управляемость, что позволяет при разбеге с боковым ветром с помощью элеронов устранять крен и создавать равномерное распределение нагрузки по правым и левым колесам передней и задней тележек. Давление в пневматиках. Для уменьшения веса и удобства уборки шасси в крыло или фюзеляж конструкторы всегда стремятся как можно больше умень- шить размеры колес. Увеличение веса самолета, а также скоростей отрыва и по- садки при небольших размерах колес требует значительного повышения давле- ния в пневматиках. На современных самолетах оно составляет 5—12 кГ/см? и более. При таком давлении в пневматиках резко возрастает удельное давление колес qK на грунт. Удельное давление колес ног шасси на грунт. Проходимость самолета, как известно, зависит от тяговооруженности самолета п0 и удельного давления колес qK. Чем больше тяговооруженность и меньше давление на грунт, тем выше про- ходимость самолета. Удельное давление колес qK определяется по формуле ____Gn_ 9к D-В ’ где GK — нагрузка на колесо; D — диаметр колеса; В — ширина колеса. В практике считают, что отношение удельного давления к давлению в пнев- матике колеса рк почти одинаково для всех типов колес и составляет 0,28—0,30. 23
Прочность грунта. Проходимость самолета, определяемая по оценке образо- вания колеи колес, достаточно характеризуется давлением в пневматиках. До- пустимая минимальная прочность грунта для проведения полетов обычно совпа- дает по величине с давлением в пневматиках стоек основных (глазных) ног шасси, т. е. ^гр.потр — рк.осн- 7. Эксплуатация самолета на взлете Эксплуатация самолета на взлете заключается в управлении самолетом в трех плоскостях: путевой, продольной и поперечной. Путевое управление (выдерживание направления) начинается с начала раз- бега (рис. 1.5). Разворачивающие моменты на разбеге возникают под действием: сил трения левого и правого колес шасси, бокового ветра и других сил. До ско- рости примерно 100 км/ч, когда руль направления пока еще не эффективен, вы- держивание направления осуществляется подтормаживанием колес основных ног шасси и управляемым колесом передней ноги. Далее выдерживание направ- ления (во второй половине разбега) осуществляется рулем направления. Продольное управление. Важным элементом пилотирования на разбеге яв- ляется продольное управление — управление углом атаки. Для получения ми- нимальной длины разбега угол атаки на разбеге должен быть таким, при котором сумма сил аэродинамического сопротивления Q и трение колес ног шасси F имеет наименьшее значение. Такой угол атаки называют наивыгоднейшим для взлета. Практикой установлено, что длина разбега по бетонированной ВПП изменяется незначительно в зависимости от угла атаки на разбеге. Тяговооруженность взлета. Сумма сил (Q + F) составляет для реактивных самолетов около 20% силы тяги, затрачиваемой на разбег самолета. Остальные 80% силы тяги идут на создание ускорения. Поэтому чем больше тяговооружен- ность самолета, тем меньше влияние угла атаки при разбеге на длину разбега. Например, при взлете с бетонированной ВПП для тяжелых самолетов с малой тяговооруженностью р за счет увеличения или уменьшения угла атаки длина разбега изменяется на 8—12%, для самолетов с р = 0,5 4- 0,6 — на 3—5%, а для самолетов с р > 0,6 угол атаки на взлете не влияет на длину разбега. Три вида взлета. Первый вид взлета — колесо передней ноги шас- си отрывается от земли сразу же, как только оказывается достаточной эффектив- ность продольного управления. Затем разбег продолжается-на колесах главных ног шасси со взлетным углом атаки. Такой взлет позволяет даже менее опытному летчику к набору скорости отрыва пра- вильно установить угол атаки. После отрыва колес главных ног шасси сразу исчезает действовавший на пикирование момент от сил трения, в результате чего самолет проявляет тен- денцию к кабрированию и, если несвое- временно парировать его, самолет может выйти на закритические углы атаки с последующим сваливанием на крыло. Далее после отрыва колес главных ног шасси появляется достаточная попереч- ная управляемость. Недостатками первого вида взлета являются следующие: в результате сильно поднятого носа пги отр ЭВ Продольное управление j Путевое управление J Рис. 1.5. Этапы путевого, продольно- го и поперечного управлений в про- цессе взлета самолета с трехколесным шасси. Кп.п.к. — скорость с подня- тым передним колесом самолета ухудшается обзор и затрудня- ется выдерживание направления взле- та, что особенно усложняет взлет с узкой ВПП; усложняется выдерживание направ- ления при боковом ветре. Сложнее 24
также парировать разворот самолета при отказе двигателя, расположенного на крыле; поддержание постоянного взлетного угла требует большого внимания и час- того вмешательства летчика в управление, что утомляет его, особенно при взлете тяжелого самолета, когда время разбега составляет 20—30 сек.', не исключена возможность случайного преждевременного отрыва самолета от земли на малой скорости, что вызовет падение на крыло. Второй вид взлета — весь разбег совершается на колесах трех ног шасси (в стояночном положении). При достижении скорости отрыва летчик плавным движением ручки (штурвала) управления переводит самолет на взлет- ный угол атаки и самолет почти сразу отрывается от земли. Такой разбег позво- ляет летчику следить за направлением разбега, скоростью и режимом работы силовой установки. Улучшается обзор, выдерживание направления разбега, пу- тевая устойчивость самолета, и летчику легче парировать разворот самолета при отказе двигателя. Здесь требуется летчику отработать темп подъема (отрыва) колеса передней ноги, так как при медленном выводе самолета на взлетный угол удлиняется разбег, а при слишком энергичном возможен заброс на закритический угол атаки. Третий вид взлета (промежуточный). При определенной скорости самолет выводится не на взлетный, а на несколько меньший угол атаки, равный около половине взлетного, и совершается разбег до скорости, близкой к скорости отрыва (примерно на 20 км меньше Потр). Затем самолет переводится на взлетный угол атаки. При таком взлете исключается опасность заброса угла атаки сверх допустимого и отрыв самолета на малой скорости. Промежуточный вид взлета более удобен при взлете с бетонированной и грун- товой ВПП, что позволяет летчику освоить не два различных вида взлета (для бетона и грунта), а один. 8. Сложные ситуации при взлете самолета При взлете самолета может возникнуть сложная ситуация, называемая угро- зой безопасности взлета. Например, отказ двигателя на взлете и аквапланиро- вание. Вероятность отказа двигателя на взлете Q приближенно определяют по фор- муле __________t_ Q=l — е т , где( — время, затраченное на взлет самолета; Т — средняя наработка двигателя на один отказ. Допустим t = 1 мин, Т = 200 ч на один отказ, тогда Q = 0,00008. Следо- вательно, при 100 000 взлетов может произойти восемь отказов двигателей. Хотя отказ современного двигателя — редкое явление, тем не менее не учиты- вать этого нельзя. На однодвигательных самолетах при отказе двигателя взлет прекращается сам собой и требуется срочно применять средства торможения 'для остановки са- молета на ВПП, а при выкатывании за ВПП •— отворотами’избегать лобового удара’ о’препятствие. На самолетах с двумя и более двигателями при отказе хотя бы одного из них в первой половине разбега взлет прекращается и остановка самолета на ВПП производится тормозными устройствами. Если двигатель отказал во второй по- ловине разбега, остановить самолет в пределах ВПП почти невозможно. Критические'скорость и дистанция. Скорость и пройденная дистанция, при ко- торых после прекращения взлета возможно остановить самолет в пределах ВПП, называются критической скоростью и критической дис- танцией. Если двигатель отказал на скорости или дистанции меньше крити- ческого значения, то безопаснее прекратить взлет тормозными устройствами н остановить самолет на ВПП. При отказе двигателя на скорости или дистанции больше критического значения безопаснее продолжать взлет. 26
Рис. 1.6. Возникновение аквапланиро- вания колес шасси самолета: а — образование водяного клина под колесом; б — аквапланирование — скольжение колеса цо водяному слою без вращения и контакта с ВВП Величины критических скорости и дистанции зависят от взлетно-посадочных устройств самолета и стартовых условий: длины ВПП, коэффициента fK, угла на- клона траектории 0, скорости ветра W, температуры и давления воздуха. Аквапланирование (гидроглиссирование) — это скольжение колес ног шасси самолета по водяному слою без соприкосновения с поверхностью ВПП. При дви- жении самолета по ВПП, покрытой слоем воды или мокрого снега, под колесами шасси образуется водяной клин. При увеличении скорости движения самолета давление в водяном клине увеличивается и при определенной скорости, называе- мой скоростью аквапланирования, оно сравнивается с давлением в пневматиках. С этого момента колеса поднимаются над поверхностью ВПП и начинают сколь- зить по водяному слою, причем даже незаторможенное колесо перестает вращать- ся (рис. 1.6). Вред аквапланирования. Аквапланирование ухудшает путевую устойчи- вость и управляемость самолета. При боковом ветре самолет легко становится во флюгерное положение, а удержать его в прямолинейном движении с помощью тормозов колес или управляемой передней тележки становится затруднитель- ным. Установлено, что талый снег больше усложняет взлет и посадку, чем слой чистой воды. Так, например, при слое талого снега толщиной 50 мм и более са- молет не может взлететь из-за большого, сопротивления движению колес. Скорость аквапланирования Еакв зависит от давления в пневматиках колес рк (кПсм?) и определяется по формуле У акв = 62,2 рк км/ч. Кроме того, величина Какв зависит также от состояния пневматика: при гладко изношенной покрышке аквапланирование наступает на меньшей скорос- ти. Для предупреждения аквапланирования более изношенные гладкие пневма- тики ставят на задние колеса тележек шасси, так как после прохода передних колес глубина слоя воды становится примерно в 10 раз меньше, отодвигая ско- рость начала аквапланирования. При взлете с ВПП, покрытой слоем воды или талого снега, критические ско- рости и дистанция прерванного взлета уменьшаются. 9. Пилотирование самолета с отказавшим двигателем на взлете Отказ двигателя на однодвигательном самолете при взлете. Дели двигатель отказал в начале разбега (либо на малой скорости), следует затормозить самолет, применив все средства торможения, не допуская выкатывания его за пределы ВПП. Если скорость разбега велика, при которой исключить выкатывание за пределы ВПП невозможно (и оно небезопасно), рекомендуется покинуть само- лет катапультированием. Отказ двигателя не вызывает'разворота самолета, и вы- держивание направления не представляет трудностей. «Зависание» скорости на взлете. При самопроизвольном выключении фор- сажа на взлете на однодвигательном самолете, которое определяется по «зависа- нию» скорости, решение принимается'в соответствии с конкретными условиями. Если тяга двигателя остается достаточной для продолжения взлета, а прекраще- ние его опасно, рекомендуется продолжать взлет. Если тяга мала, летчик, убрав обороты, должен действовать, как и при отказе двигателя. Отказ двигателя на многодвигательном самолете при взлете. При отказе двигателя на разбеге, кроме уменьшения ускорения вследствие падения суммар- 26
Рис. 1.7. Характер изменения балансировоч- ных углов отклонения управляемого перед- него колеса 6П.К. и руля направления бр.н.,. при которых боковые силы от них равны по величине, но противоположны по направле- нию. Уп.п.к — скорость подъема передне- го колеса ной тяги, появляется дополнительный’разворачивающий момент в сторону от- казавшего двигателя, определяемый по формуле ^УР = (-Р + Фдв) а > где Р — тяга работающего двигателя; <2дв — дополнительное сопротивление, создаваемое отказавшим двигателем; а — расстояние между осью двигателя и плоскостью симметрии самолета. Момент Л1ур стремится развернуть самолет. Более опасен отказ внешнего двигателя ГТД, расположенного на наиболь- шем расстоянии от оси симметрии самолета. При этом самолет в процессе энер- гичного разворота может даже перевернуться. Поэтому при отказе внешнего двигателя необходимо удержать самолет от разворота и сохранить прямолиней- ность движения. Парирование разворачивающего момента. В зависимости от скорости само- лета на разбеге и схемы шасси разворачивающий момент уравновешивают раз- личными способами. На рис. 1.7 показан примерный характер изменения баланси- ровочных углов бп. к и 6р. н в случае несимметричной тяги на разбеге при усло- вии, что боковые силы, создаваемые рулем направления и управляемым колесом передней ноги, равны и противоположно направлены. Из рисунка также видно, что на скоростях, меньших IZlt путевая баланси- ровка может лимитироваться эффективностью руля направления, а на скорос- тях, больших Vi,— эффективностью поворота переднего колеса. В диапазоне скоростей Vn. п. к > V > Vj (где V — скорость разбега, Уп.п.к — скорость подъема переднего колеса) при отказе ГТД прямолинейное движение на разбеге осуществляют без применения раздельного торможения колес главных ног шасси. На скорости V< Vr балансировку сохраняют путем увеличения поворота переднего колеса, но при этом боковые силы руля направления и переднего коле- са не будут уравновешиваться. На малой скорости обычно применяют раздель- ное торможение колес главных ног шасси. Но это малоэффективно после подъе- ма переднего колеса, когда нормальная сила (сила реакции земли) и сила тре- ния малы. Изменение манеры взлета. При отказе двигателя на некоторых многодви- гательных самолетах для обеспечения безопасности изменяют манеру взлета. Рационально в процессе разбега штурвал (ручку) управления отклонить не- Рис. 1.8. Примерное изменение ди- станций прерванного и продолженного взлета в зависимости от скорости, на которой отказал двигатель, а также изменение расстояния в зависимости от скорости при разбеге с нормально работающими двигателями; АБ — разбег с полной тягой; АВ — ди- станция прерванного взлета; ВГ — дистан- ция продолженного взлета; /.р.кр —крити- ческая длина разбега (пробега) при отказе двигателя на критической скорости Укр. (минимальная длина ВПП для данного взлетного веса самолета) 27
сколько от себя итем самым увеличить нормальную силу и управляющий момент рыскания, создаваемый передним колесом. Подъем носовой части фюзеляжа для увеличения угла атаки осуществляют только в конце разбега перед отрывом. В этом случае обеспечивается возможность балансировки самолета практически до скорости отрыва. При взлете с бетонированной ВПП такое пилотирование не- существенно сказывается на увеличении длины разбега. На самолетах, у кото- рых стояночный угол близок к оптимальному углу атаки при взлете, длина раз- бега даже несколько уменьшается. Критическая скорость разбега. Для каждого самолета существует такая скорость разбега (критическая скорость — Укр), которая определяет решение 8) Рис. 1.9. Боковые силы, действую- щие на самолет при взлете с от- казавшим двигателем: а — при разбеге; б — после отры- ва без крена; в — после отрыва с креном в сторону работающего двигателя боковая аэродинамиче- ская сила Zp.H уравновешена со- ставляющей силы веса летчика на прекращение или продолжение взлета при отказе двигателя. Если отказ произошел на скорости разбега, меньшей критической, взлет следует прекратить, если на большей — продолжить. Критическая длина разбега. Если от- каз двигателя происходит на Екр, расстоя- ние от начала разбега до полной остановки самолета при прекращении взлета и от на- чала разбега до отрыва самолета при его продолжении будет одинаковым. Это рас- стояние называется критической длиной разбега Lp. кр. Указанное условие обеспечения безо- пасности взлета предполагает, что длина ВПП равна или больше Lp. кр. Величина Ер. кр Для конкретного самолета тем мень- ше, чем меньше его взлетный вес. Прерванный и продолженный взлет. На рис. 1.8 показано примерное изменение дистанции прерванного и продолженного взлета в случаях отказа двигателя на лю- бой скорости разбега. Точка пересечения этих кривых характеризует критическую скорость Укр и соответствующую ей дис- танцию продолженного (прерванного) взле- та Ер.кр. На рис. 1.8 также приведена зависимость пройденного пути от скорости при нормальном разбеге с полной тягой. Очевидно, что при уменьшении веса само- лета все три кривые сместятся в сторону меньших значений Lp. Дистанция прерванного (продолжен- ного) взлета. Под дистанцией прерванного взлета понимается расстояние от начала разбега до полной остановки самолета, а под дистанцией продолженного взлета — расстояние от начала разбега до отрыва самолета от земли. Моменты рыскания и крена. При пря- молинейном движении по ВПП в процессе разбега боковая аэродинамическая сила 2р. н, создаваемая рулем направления, уравновешивается боковой реакцией опор ZK (рис. 1.9, а). При отрыве самолета ре- акция земли исчезает, вследствие чего не- уравновешенная сила Zp. н (рис. 1.9,6) искривляет траекторию в сторону полу- крыла с остановленным двигателем и вы- зывает скольжение на это полукрыло. При этом возникает аэродинамическая сила, 28
которая создает моменты рыскания и крена. У самолета, устойчивого в путевом и поперечном отношении, момент рыскания разворачивает самолет в сторону отказавшего двигателя (в сторону скольжения), а момент крена накреняет его в сторону работающего двигателя. Предупреждение скольжения. Для предупреждения возможности появле- ния скольжения, а значит и дополнительных моментов рыскания и крена, летчик должен после отрыва самолета от ВПП создать такой крен в сторону^полукрыла с работающим двигателем, чтобы составляющая силы веса Свзл sin у на попереч- ную ось самолета уравновесила силу Zp. н (рис. 1.9, в). 10. Поведение самолета в турбулентной атмосфере Турбулентность по высотам. Турбулентной атмосферой (болтанкой) назы- вают действие на самолет вертикальных потоков воздуха при полете в неспокой- ной воздушной среде. Турбулентность на различных высотах различна. На малых высотах турбулентность атмосферы чаще встречается в теплое время года. Она возникает вследствие неравномерного нагрева поверхности земли (пашни, леса, водоема и т. д.). На средних высотах турбулентность появляется на границах холодных и теплых фронтов, а также в кучевой и мощнокучевой области. На больших высотах вблизи тропопаузы (//=11 000 4- 13 000 м) наблюдаются го- ризонтальные течения воздушных масс с различными скоростями течения по вы- соте. При большом перепаде скоростей образуется значительная турбулентность, вызывающая болтанку самолета. Характеристика турбулентности. Турбулентность атмосферы характери- зуется следующими показателями: скоростью вертикальных потоков воздуха (восходящих или нисходящих) 117, м/сек.', частотой турбулентности f, гц; величиной вертикальной перегрузки пу, испытываемой самолетом и летчиком; вероятностью выхода на критические углы атаки акр; изменением высоты полета самолета по маршруту; устойчивостью работы двигателя. Скорость восходящих потоков у земли на средних и больших высотах дости- гаетДО—17 м/сек., а в грозовом фронте — 25—47 м/сек. Скорость нисходящих по- токов обычно несколько меньше скорости восходящих потоков. Перегрузки при болтанках. При штормовой болтанке перегрузки от верти- кальных порывов достигают значений от —2 до +4,1, что может вызвать дефор- мацию тяжелого самолета. Кроме того, при полете в условиях болтанки возни- кает опасность выхода самолета на критические углы атаки и сваливания на крыло. При данной скорости вертикального потока W для уменьшения Дпу нужно снижать скорость полета V, а для уменьшения опасности сваливания самолета на крыло — необходимо увеличивать скорость полета V. Характеристики болтанок приведены в табл. 1.10. Сваливание иа крыло. С учетом влияния сжимаемости воздуха при увеличе- нии скорости полета критический угол атаки акр уменьшается более интенсивно, чем увеличивается скорость. С увеличением высоты полета акр достигается при меньших значениях W. Сваливание самолета на малых высотах (при большой плотности воздуха) и при большой перегрузке происходит более резко, и поэтому оно более опасно. Противоречивые требования борьбы с перегрузкой и со свали- ванием самолета на крыло усложняют действия летчика. Диапазон скоростей при болтанке сужается: минимальную скорость полета увеличивают, чтобы исключить опасность сваливания самолета, а максимальную скорость уменьшают из-за опасности возникновения перегрузок выше допусти- мых эксплуатационных. Полет в болтанку в вертикальных потоках воздуха требует особого внима- ния. При полете в кучево-дождевых облаках при попадании самолета из нисхо- дящего потока в восходящий, где скорость воздуха > 20—30 м/сек, возможен резкий бросок вверх (до 1000—1800 л); увеличивается подъемная сила на стаби- лизаторе, в результате чего самолет приобретает тенденцию к пикированию 29
Таблица 1.10 Шкала оценки интенсивности болтанки Обозна- чение Оценка, балл Характерис- тика болтанки Описание поведения самолета Величина пере- грузки Пу б1 1 Слабая Самолет слегка покачивает Слабые отдельные толчки 0,8 < пу < 1,2 Дпу -ч. 0,2 б2 2 Умеренная Покачивание усиливается Толчки более частые и силь- ные 0,5 < пу <. 1,5 Агеи <0,5 б3 3 Сильная Самолет иногда проваливает- ся. Сильные толчки Членов экипажа то прижи- мает к сиденьям, то подбра- сывает 0 < < 2 . Ащ/ 1 б4 4 Штормовая Самолет непрерывно бросает Членов экипажа сильно при- жимает к сиденьям или отры- вает от них пу < 0 п,, > 2 .\Пу > 1 (рис. 1.10, б). При попадании в нисходящий поток воздуха появляется тенденция к кабрированию (рис. 1.10, а). В болтанку кратковременные нагрузки на штур- вале достигают 30—80 кГ с частотой до 30 раз в минуту, на педалях — до 55 кГ; появляется крен — до 25°, рыскание по курсу — до 6—8°; в восходящем потоке перегрузка положительная, в нисходящем — отрицательная. Последствия болтанки. Болтанка опасна тем, что наступает утомление лет- чика, вызываемое необходимостью строго следить за поведением самолета и свое- временно противодействовать опасным тенденциям. В результате возникает опасность потери управляемости самолета. Кроме того, возможно повреждение и разрушение самолета. Болтанка может привести к самовыключению двигателя в полете, особенно на больших высотах, где двигатель более чувствителен к изменению расхода воздуха. В зоне вертикальных потоков получается косой вход воздуха в двига- тель (рис. 1.11), что приводит к уменьшению расхода воздуха, помпажу и само- выключению двигателя. На летчика неблагоприятно влияет не только перегрузка, но и ее частота. Частота перегрузок при скорости полета 500—800 км/ч составляет в среднем 0,7—2 гц. Однако в полете возможны случаи возникновения перегру- зок с частотой 4—5 гц, которые тяжело переносит летчик, так как этому диапазо- ну соответствуют собственные частоты колебаний тела человека. При попадании в болтанку необходимо уменьшить скорость полета на 10— 15% крейсерской. Экипаж должен обязательно пользоваться плечевыми и пояс- ными ремнями. Летчик должен все внимание сосредоточить на управлении и удержании са- Рис. 1.10, Траектория полета самоле- та в среде восходящих (б) и нисхо- дящих (а) потоков воздуха молета в горизонтальном положении. Не разрешается делать резких исправлений высоты полета, действия рулями должны быть энергичными, но не резкими, так как они вызыва- ют дополнительные нагрузки. Рис. 1.11. Влияние вертикального потока воздуха на работу возду- хозаборника двигателя 30
11. Флюгирование винтов Силовые установки с ТВД, оборудованные системами флюгирования. воз- душных винтов, создают возможность появления в полете отрицательной тяги при отказе в работе двигателя или воздушного винта. Эти системы обеспечивают как автоматический ввод воздушного винта во флюгерное положение, так и ручной (принудительный) — экипажем самолета. Самопроизвольное флюгирование воздушных винтов вызывается разрывом струи топлива перед рабочими форсунками (воздушная пробка) либо из-за неис- правности агрегатов топливной системы самолета. Так, например, в одном слу- чае на самолете был неисправен и заел в закрытом положении кран перекрестно- го питания правого крайнего двигателя. В другом случае остановка двигателя в горизонтальном полете на высоте 9000 м при неизменном режиме его работы про- изошла вследствие попадания воздуха в трубопроводы топливной системы. Оказалось, что перед полетом с самолета полностью сливалось топливо, что и привело к заполнению трубопроводов воздухом. Воздух может попасть в топливную систему самолета также в процессе рабо- ты подкачивающих насосов баков на форсажном режиме-в то время, когда из-за малого количества топлива в баке начинает обнажаться верхняя часть лопастей крыльчатки насосов (при остатке 200—300 л топлива). Чтобы не допустить воздушных пробок, рекомендуется тщательно прока- чивать магистрали перекрестного питания в установленные сроки, а также про- водить их проливку и одновременно проверять исправность кранов перекрест- ного питания. Двигатель также может остановиться при попадании в его подкачивающий насос водяной пробки объемом не менее 4,5 л или водяной эмульсии, составляю- щей не менее 20% расхода топлива и поступающей в двигатель вместе с ним в те- чение более 30 сек. При отрицательных температурах флюгирование может вызвать и значитель- но меньшее количество воды в топливе (без жидкости «И») по причине образо- вания кристалликов льда и закупорки фильтров. К флюгированию воздушных винтов могут привести любые неисправности деталей двигателя, из-за которых падает его мощность или давление масла в си- стемах флюгирования. В этом случае причину легко устанавливают при осмотре масляных фильтров, если на них обнаружена металлическая стружка. Поэтому при появлении флюгирования воздушных винтов обязательно осматривают все фильтры двигателя. Следует также отметить, что флюгирование воздушных винтов встречается в полетах па повышенных режимах или приемистости при высоких температурах атмосферного воздуха, т. е. в условиях, при которых компрессоры ТВД имеют минимальный запас устойчивости по помпажу. Случаи флюгирования при проверке исправности системы по ИКМ возмож- ны вследствие заедания электромагнитного клапана регулятора оборотов. При этом наблюдается рост температуры газов за турбиной, так как подача топлива в двигатель не прекращается. При проверке систем флюгирования по ИКМ на самолетах типа Ан-12 до упо- ра нажимают переключатель 2ВНГ-15 и не ослабляют нажатие до загорания синей лампы, свидетельствующей о включении флюгерного насоса. При строгом выполнении инструкций системы флюгирования р аботают на дежно и устойчиво. § 5. ПОСАДКА САМОЛЕТА И СЛОЖНЫЕ СИТУАЦИИ 1. Особенности захода на посадку и посадка самолета Подготовка к посадке начинается при подходе к аэродрому и состоит из проверки и включения к действию систем управления самолетом на посадке. Проверяют давление в воздушных и гидравлических системах управления шасси, посадочными закрылками, тормозами колес, а также убеждаются, что необхо- димые АЗС (тормозного парашюта, автомата торможения и др.) включены. 31
На самолетах с центровкой, зависящей от количества топлива в различных! группах баков, проверяется распределение топлива по группам баков и при не-1 обходимости производится перекачка из одних баков в другие в соответствии с ин-1 струкцией. При ограниченном посадочном весе производится слив избыточного 1 топлива или выработка его при полете в районе аэродрома.. I Заход на посадку осуществляется с круга (с коробочки) или с маршрута ! (с прямой). Заход на посадку по кругу проще, чем с прямой, но менее экономичен, | так как продолжительность полета по кругу у гражданских самолетов состав-1 ляет 8—15 мин на высоте 300—500 м, при этом расход топлива у ГТД очень I большой. I Наведение на посадку. В настоящее время распространение получили эконо- 1 мические способы захода на посадку: для гражданских самолетов — заход 1 с прямой (с маршрута). Маневр захода на посадку с прямой начинается на уда- ’ лении 50—100 км и более от аэродрома и производится с использованием борто- I вых и наземных радиотехнических средств и указаний штурмана с командного J пункта. I Сущность посадки с маршрута заключается в следующем. После выполнения Я полетного задания летчик по указанию штурмана наведения с командного пунк- ] та выводит самолет на начало снижения и далее ему указываются курс и режим 1 полета. | Наклон траектории планирования. Важной характеристикой планирования 1 является наклон траектории 0, определяемый по формуле | где Q — аэродинамическое сопротивление самолета, кГ; Р — тяга двигателя, кГ; Y — подъемная сила самолета, кГ. При малом качестве К планирование происходит по крутой траектории, что увеличивает высоту выравнивания. Для уменьшения угла планирования уве-- личивают тягу двигателей. При большом качестве планирование пологое, что отодвигает начало предпосадочного планирования далеко от начала ВПП и за- трудняет выполнение приземления вблизи посадочного знака. Кроме того, поло-, гое планирование накладывает повышенные требования к подходам аэродрома.^ Аэродинамическое качество на посадке. Обычная посадка самолета воз-' можна при'ТС = 6-~ 7. Такое качество на посадке (шасси и механизация крыла выпущены) имеют самолеты с крылом изменяемой стреловидности. Для сверхзву- ковых самолетов с треугольным и стреловидным крылом малого удлинения аэро-i динамическое качество К = 3,5 4- 4,5, и при глиссаде снижения с углом 5° по4 требная тяга ГТД составляет (0,20 4- 0,15)Gnoo, где <3Ц0С — посадочный вес са- молета. На оборотах малого газа тяга Рм. г = (0,04 4- 0,06)Gnoo. Уход на второй круг легких и средних самолетов возможен с высоты не? менее 6—12 м (высоты начала выравнивания), тяжелых самолетов — с высоты? не менее 50 м. При уходе на второй'круг шасси убирают в том случае, если тяга' двигателя для продолжения полета оказывается недостаточной. Например,: успешный уход на второй круг на самолете Як-40 будет обеспечен своевременным^ принятием решения и четкими действиями экипажа. Для ухода на второй круг? надо, не уменьшая скорости полета, перевести двигатель на нзлетный режим! и увеличить скорость до 200—220 км/ч. На этой скорости плавным движением штурвала на себя перевести самолет в набор высоты, не допуская уменьшений скорости и сохраняя нормальное пространственное положение самолета по курсу! и крену. _ I Мягкие и жесткие посадки. Посадка может быть мягкой или жесткой. Мяг-| кой посадкой считается такая, при которой вертикальная скорость встречи с зем| лей составляет 1—2 м/сек, и жесткой —2,5—3 м/сек. При жесткой посадке воз-1 можна поломка узлов шасси, На некоторых тяжелых самолетах устанавливаются регистраторы жестких посадок, воспринимающие вертикальные перегрузки! При перегрузке от 2,5 до 3 на его индикаторе загорается одна сигнальная лампа! при перегрузке выше 3 — две сигнальные лампы. После жесткой посадки про-1 изводится осмотр шасси и сами посадки отдельно учитываются в бортовом жур4 нале самолета. 1 32 I
2. Посадочные характеристики самолета Посадкой называется движение самолета с высоты 25 м (Як-40 с высоты 15 м) цо полной его остановки после приземления. Посадка состоит из планирования, выравнивания, выдерживания и пробега. На рис. 1.12 показана схема посадки самолета Як-40. Скорость планирования* 1 / 2GnOc c°s 0 ГпЛ=И ^плР»5 • Так как угол планирования мал, то можно принять cos 0 = 1, а плотность „ кГ-се№ Gnoc воздуха у земли ро = 0,125 ---— и —— = рпл—удельная нагрузка на крыло, тогда Упл«41/ V су пл Планирование выполняется с выпущенными закрылками (щитками-закрыл- ками) и шасси, поэтому аэродинамическое качество самолета невелико, особен- но у сверхзвукового самолета с крылом малого удлинения; в связи с этим верти- кальная скорость большая, что затрудняет выравнивание. Поэтому планирова- ние производится с не полностью задросселированным двигателем (двигателями), благодаря чему в случае необходимости облегчается уход на второй круг. Вертикальная скорость снижения при планировании: Vy = ^пл sin 0. Для того чтобы создать более пологое планирование и уменьшить вертикаль- ную скорость снижения, планирование осуществляют при значительной величи- не тяги двигателя. Дальность планирования: Н LnjI-tg0’ где Н — высота планирования. Дальность планирования без тяги двигателя: i-пл — • Поскольку удельная нагрузка на крыло у современных сверхзву- ковых самолетов значительно возрос- ла, то это привело к некоторому уве- личению скорости планирования. Низкое аэродинамическое качество (К. = 4 -? 5) сверхзвукового самоле- та на малых приборных скоростях с выпущенными шасси и закрылка- ми обусловило увеличение угла планирования и уменьшение даль- ности планирования. Приземление самолета, имеюще- го шасси с передним колесом, произ- водится на колеса главных ног, че- рез 1,—. 3 сек опускается переднее колесо и осуществляется пробег с торможением. I Посадочная дистанция SSOh Рис. 1.12. Схема посадки самолета Як-40 с посадочным весом 12 600 кГ с откло- ненными закрылками на 35° в стандарт- ных атмосферных условиях Зак. 223 33
Посадочная скорость V _ 1 Л—LGnoc Упос= I/ с • г су nocPoS На посадочные данные самолета оказывают влияние а'гмосферные условия. Например, при меньшей плотности воздуха увеличивается посадочная дистан- ция. Поэтому при посадке на высокогорном аэродроме увеличение посадочной • скорости составляет 3—10% на каждые 1000—2000 м высоты. Увеличение темпе- ратуры воздуха также вызывает увеличение посадочной скорости в пределах 2—3% на каждые 10—15° С, соответственно увеличиваются пробег и посадочная дистанция. Длина пробега самолета по земле /_пр и длина воздушного участка посадки с высоты 25 м и до приземления LBn определяются по формулам: Vnoc Vnoc Lnp = 2а ~ '/ 1 Г ’ 2т-ср ? ^ЛПОС / г У 2 5 Vпос . в. ср где Упос — посадочная скорость самолета; ят.ср — среднее ускорение на пробеге; Лпос — аэродинамическое качество на апос. Для пассажирских самолетов Дпос — 84- Ю» /т — коэффициент трения заторможенных колес. На сухом бетоне/т = = 0,2 4- 0,3; на мокром /т = 0,3 4- 0,45; V26 — скорость самолета на высоте 25 л:; «т.в.ср — среднее ускорение на воздушном участке посадочной дистанции. Длина посадочной дистанции Z-п.д = LB.n + 7-пр- Для современных само- летов £п.д = (1,7 4- 2,3)Lnp. Посадочные факторы самолета определяются величинами Удое» Ацр, Ап.д, устойчивостью самолета на углах атаки, близких к критическим, путевой устой- . чивостыо на пробеге и др. Чем выше VIIOc, тем сложнее посадка и больше Lnp. Размеры ВПП для самолетов с большой тяговооруженностью, как правило, определяются величиной Lnp- Длина посадочной дистанции может определяться по такой формуле i „ Vcp AV \ Ьд.д— I 25 + I Кер» \ 6 / где Vcp — полусумма скорости планирования и посадочной скорости; А V — разность между скоростью планирования и посадочной скоростью; Кер — средняя величина аэродинамического качества с учетом влияния шас- си, закрылков и тяги двигателя. Среднее ускорение на пробеге: _________ f , -рм. г \ /пр. ср— /пр~ г \ 'Тпос : где /['р — коэффициент трения колес на пробеге; Рм.г — тяга двигателя на режиме малого газа; Опое — посадочный вес самолета. Коэффициент пересчета длины пробега при изменении посадочного веса: LnPc __ Gnoc IIpG 7-пр0 J^noCp ’ 34
где КПР(_ — коэффициент пересчета на измененный посадочный вес; £Прс и ^-пр0 — длина пробега соответственно при измененном и стандартном посадочном весе. Пример. Определить длину пробега самолета при посадочном весе йпос = 9200 кГ, если длина пробега Лпро при стандартном посадочном весе ДПОСо = 8500 кГ равна 1200 м. Решение. Находим коэффициент пересчета на измененный по- садочный вес Кпрс- Gnoc ^ПОСд 9200 8500 = 1,08. Определяем длину пробега при измененном весе ^-npG = ^npG ^-пр0 — 1 > 08 • 1200 = 1300 м. Коэффициент пересчета длины пробега при изменении атмосферных условий: к _ ЬП^ _ РоТ прл LnP() рТ0 ’ где i-npA и £Прэ — длина пробега соответственно при изменившихся и стандарт- ных атмосферных условиях; р и Т — давление и температура воздуха при изменившихся атмосфер- ных условиях; Ро и То — давление и температура воздуха при стандартных атмосфер- ных условиях. С достаточной для практики точностью считают, что отклонение температуры от стандартной на 10° С вызывает изменение длины пробега на 3,5%, а отклоне- ние давления на 10 мм рт. ст. изменяет длину пробега на 1,3%. Зависимость длины пробега от ветра. Приближенно принимают, что / № \ 1'ПРц7= Дпр 1 ± 2 — , \ г пос ) где Ьцр^ — длина пробега при ветре, м; Lnpo — длина пробега при безветрии, м; W — скорость ветра, м1сек\ Ппос — посадочная скорость, м'сек. W При одинаковых значениях р---- пробег г пос самолета при попутном ветре уве- личивается больше, чем он уменьшается при встречном ветре. Зависимость длины пробега от коэффициента трения колес. Приближенно длина пробега в зависимости от коэффициента трения колес определяется по формуле i-пру — inp0 Р м. °цо- G Рм.г Опое где /сц — среднее значение коэффициента трения сцепления; Рм.г — тяга двигателя на режиме малого газа; Опое — посадочный вес самолета. 2-* 35
Чем лучше сцепление (/Сц = 0,6 4- 0,8), тем сильнее можно тормозить“'коле- са ног шасси, не опасаясь юза. Наилучшее сцепление бывает при пробеге по сухо- му бетону, хуже — по мокрому бетону (/сц = 0,03), сухому травянистому грунту мокрому грунту. Совсем плохое сцепление по обледенелой ВПП. Зависимость длины пробега от реверса тяги. Приближённо длина пробега самолета при включенном реверсе тяги подсчитывается по формуле г Рм.г /сц— г г Г иПОС — '-пр , , р /сц Цо где Lnp — длина пробега самолета при пользовании только тормозами колес; о0 — коэффициент реверсирования тяги; р0 — тяговооруженпость самолета. При больших fca можно считать у,м,г- = 0. Реверс целесообразно включать ’-'пос сразу после приземления. Влияние на пробег угла атаки. После приземления угол атаки самолета должен быть таким, чтобы суммарная сила сопротивления была наибольшей. Поэтому при посадке без тормозов или на скользкую ВПП, когда коэффициент трения мал, пробег выгодно производить с как можно дольше приподнятым пе- редним колесом, чтобы иметь большое лобовое сопротивление. При посадке па сухую ВПП с исправными тормозами выгодно как можно раньше опустить пе- реднее колесо и максимально использовать тормоза, так как эффект торможения даст больший выигрыш в уменьшении длины пробега. Посадочные характеристики самолета зависят от конструктивных и эксплуа- тационных показателей. К конструктивным относятся — нагрузка на крыло, аэродинамическое качество, эффективность тормозных устройств и др.; к эксплуа- тационным — посадочный вес, атмосферные условия, коэффициент трения колес о ВПП, зависящий от состояния ВПП и техники использования тормозов, ско- рость и направление ветра, величина уклона ВПП. Повышение посадочных характеристик. Для улучшения посадочных харак- теристик применяются: тормозные устройства колес шасси для торможения самолета на пробеге , и путевого управления при движении самолета по земле; щитки-закрылки, предкрылки, система сдува пограничного слоя для умень- шения (/пос и Апр; интерцепторы для увеличения лобового сопротивления и уменьшения подъем- ной силы самолета на пробеге, что увеличивает нагрузку на колеса и дает воз- можность интенсивнее использовать тормоза колес. Кроме того, интерцепторы применяются при планировании для уточнения траектории захода на посадку. При их включении траектория становится более крутой, что повышает точность расчета; посадочные средства с использованием тяги двигателя, позволяющие умень- шить Упл, Кпос и Lnp; реверс тяги, уменьшающий Лпр; крыло изменяемой геометрии для уменьшения Ипл, Иное и Lap. Аварийные средства торможения. Для остановки самолета в пределах ВПП в особых случаях посадки применяются аэродромные средства торможения: аэродромные технические устройства (АТУ) по типу аэрофинишеров на авианос- цах, тормозные цепи и грунтовые тормозные площадки. В качестве аварийного средства торможения используются тормозные водные бассейны, устраиваемые в конце ВПП. Например, бассейн длиной 350 м со слоем воды глубиной от 0,15 ж в начале и до 0,6 м в конце бассейна надежно и без повреждений останавливает самолет, входящий в него на скорости до 140 км/ч. Самолетные директорные управления (СДУ). Посадка — ответственный и сложный элемент полета, обусловленный большим объемом поступающей к эки- пажу информации и малым временем для ответных реакций (действий) на поток информаций (табл. 1.11). Для облегчения действий экипажа при заходе на посад- ку и повышения безопасности полета разработана и на самолетах, например Ан-12, применяется система директорного управления. 36
Таблица 1.11 Объем поступающей информации и ответные реакции экипажа при посадке самолета Информа- ция экипажу Указания руководителя по- летов Усилия на органах управле- ния Скорость Высота Направление Крен Снос Угол наклона траектории Точка начала выравнивания Ветер, направление и ско- рость Обстановка на ВПП Работа двигателя (на слух) Осмотрительность Указания руководителя по- летов Усилия на органах управ- ления Скорост ь—дистанция Направление Крен Угол атаки (в первой поло- вине пробега) Обстановка на ВПП Осмотрительность Ответная реакция эки- пажа Управление самолетом: путевое; продольное; поперечное Управление тягой двигателя Выпуск тормозного парашюта Выпуск тормозных щитков Управление самолетом: путевое; продольное; поперечное Управление тягой двигателя Управление тормозами На самолетах с СДУ все вычисления, связанные с посадкой самолета, вы- полняются автоматическим устройством. Для выдерживания заданного маневра самолета с СДУ летчик удерживает командные стрелки прибора в нулевых ин- дексах, при этом необходимые отклонения органов управления самолетом осу- ществляются автоматически. 3. Посадка самолета с неисправными органами приземления При отказе управления уборки и выпуска шасси и закрылков могут не вы- пуститься: передняя нога шасси, одна из основных ног либо обе ноги шасси или щитки-закрылки. Невыпуск передней ноги шасси. При певыпуске передней ноги шасси само- лет перед посадкой облегчают путем выработки или слива топлива, а также соз- дают максимально возможную заднюю центровку. Подготавливаются переносные 37
огнетушители в передней кабине, штурман переходит в пассажирскую кабину. Все пассажиры привязываются кресельными ремнями. Заход на посадку, плани- рование и выравнивание выполняются в обычном порядке. Во время выравни- вания выключаются все двигатели и закрываются пожарные краны. Посадку самолета производят на колеса основных ног шасси, и в двухточеч- ном положении удерживают самолет штурвалом (ручкой) до тех пор, пока по- зволяет эффективность рулей высоты. В первой половине пробега, когда рули еще достаточно эффективны, используются имеющиеся средства торможения и вы- бирается штурвал (ручка) полностью на себя. После того как самолет опустит нос и коснется ВПП, полностью используют тормоза. Невыпуск одной основной ноги шасси. В случае певыпуска одной из основ- ных ног шасси посадку производят на выпущенную ногу. Вся подготовительная работа производится так же, как и при посадке с невыпущенной передней ногой. Выравнивание и выдерживание производят с креном в сторону невыпущенной ноги, перед приземлением выключают двигатели, автомат тормозов, закрывают пожарные краны. После приземления на одну основную ногу шасси самолет опускается на переднюю ногу. При этом используют имеющиеся средства тормо- жения и самолет по возможности дольше удерживают от сваливания па крыло. В процессе пробега, непосредственно перед сваливанием самолета на крыло в сто- рону невыпущенной ноги, необходимо аварийным тормозом полностью затормо- зить колесо выпущенной ноги шасси. Невыпуск всех ног шасси. Когда полностью не выпускается шасси или вы- пускается только передняя нога, посадку самолета производят на фюзеляж. При этом переднюю ногу, если она выпускается, рекомендуется убрать или снять с замка выпущенного положения. Подготовку к посадке производят аналогично предыдущим случаям. Посадку на фюзеляж производят только на грунт. При расчете посадки учи- тывается уменьшенное лобовое сопротивление самолета за счет убранного шасси. Перед приземлением выключают двигатели, закрывают пожарные краны, обесто- чивают бортовую электрическую сеть, открывают аварийные люки. При возник- новении пожара на самолете или ранения пассажиров экипаж под руководством командира корабля организует тушение пожара и оказание помощи пострадав- шим. Невыпуск щитков-закрылков. Если в полете не выпускаются щитки-закрыл- ки, посадку производят обычным способом с той лишь разницей, что скорость полета при снижении, выравнивании и приземлении будет на 25—50 км/ч выше, чем при посадке с выпущенными щитками-закрылками. 4. Применение тормозных парашютов Тормозной парашют является аэродинамическим тормозом и его тормозная сила не зависит от состояния ВПП. Он способен поглотить до 30—40% кинети- ческой энергии самолета па пробеге. Сила торможения парашюта определяется по следующей формуле: __ рУ2 Qt.h — схт. Г1 . и 2 > где сЖт п = 0,45 4-0,50; STn = (0,54-0,6) 5цр • Выпуск тормозного парашюта. Тормозной парашют выпускается, как пра- вило, после приземления на скорости V < Vnoc- Выбор момента времени выпус- ка тормозного парашюта зависит от величины пикирующего момента, создавае- мого им при выпуске, и от запаса руля высоты для парирования. Парирование момента, создаваемого тормозным парашютом. В случае креп- ления фала парашюта внизу фюзеляжа возникает пикирующий момент и его требуется успеть парировать, если имеется запас руля, в противном случае может возникнуть резкий удар носовым колесом о ВПП, небезопасный для прочности узлов передней ноги шасси. На гражданских самолетах, как правило, выпуск тормозных парашютов производится после переваливания самолета па носовое колесо. 38
Если фал парашюта крепится в верхней части фюзеляжа, пикирующий мо- мент значительно меньше, и его парируют рулем высоты. На некоторых самолетах 'например, истребителях), где точка крепления фала находится на оси, прохо- дящей через центр тяжести самолета, допускается выпуск тормозного парашюта в процессе выдерживания на высоте 0,5—1,0 м от земли, что обеспечивает более эффективное использование тормозного парашюта для уменьшения Lnp и воздуш- ного участка посадочной дистанции. Сброс тормозного парашюта производится на тяжелых самолетах в конце пробега обычно на скорости до 40 км/ч, при которой купол парашюта еще не гас- нет и не касается земли. На истребителях парашют сбрасывают после срули- вания с ВПП. При необходимости допускается руление с тормозным парашютом па скоростях, исключающих касание купола о ВПП или РД. Применение парашюта при ветре. Суммарный разворачивающий момент, действующий на самолет при разбеге с боковым ветром, складывается из следую- щих моментов: флюгерного, трения колес о землю и тормозного парашюта, т. е. /И — Л4фЛ + Л1тр + А1т.п (рис. 1.13). На самолетах со стреловидным крылом моменты Л1фл и Л4Т.П одного знака, момент /11тр — противоположного, сумма моментов Л1фл + А4т п > Л4тр, поэтому самолет разворачивается носом навстре- чу ветру. На самолетах с треугольным крылом при пробеге без тормозного пара- шюта самолет разворачивается носом по ветру, момент же тормозного парашюта разворачивает самолет носом навстречу ветру. Для уменьшения разворачивающего момента самолета со стреловидным кры- лом тормозной парашют сбрасывают на значительно большей скорости после пробега 300—400 м. На самолетах с треугольным крылом тормозной парашют может использоваться на всей длине пробега и даже при сильном боковом ветре. Обрыв фала. Обрыв фала особенно опасен в том случае, когда по каким-либо причинам (отказ тормозов, гололед на ВПП) тормозной парашют остается един- ственным средством торможения. В эксплуатации были случаи обрыва фала тор- мозного парашюта в момент его выпуска по причине превышения скорости выпу- ска парашюта сверх допустимого значения, а также из-за возникновения динами- ческой нагрузки, обусловленной неправильной укладкой парашюта, при которой купол полностью раскрывается до полного вытягивания фала, что и вызывает ди- намическую нагрузку на фал. Размеры и форма купола. Тормозной парашют имеет широкие эксплуата- ционные возможности по сравнению с тормозными колесами. Так, срок службы тормозных парашютов доведен до 30—60 посадок при посадочной скорости'250—300 км/ч. Размеры купола парашюта зависят от веса самолета, нагрузки на крыло, посадочной скорости, коэффициента сопротивления самого купола, за- данного сокращения длины пробега, состояния ВПП и др. По конструкции тормозные парашюты бывают: одно-, двух- и трехкупольными, по форме — сфери- ческими, круглыми и конусообразными. Изготовля- ются они из капрона благодаря его высоким проч- ностным свойствам. Удаление битума с тормозного парашюта. При эксплуатации тормозные парашюты загрязняются би- тумом, который не уменьшает прочность материала, но вызывает слипание полотнищ, и парашют не рас- крывается. Поэтому купола парашютов, имеющих сильное загрязнение битумом, к эксплуатации до- пускаются после удаления битума четыреххло- ристым углеродом, пятна смываются за 10 мин-, скипидаром — за 7 мин', четыреххлористым угле- родом и керосином в соотношении 1:1 — за 20 мин. Отмывка битума производится путем погружения в раствор загрязненных мест купола парашюта (на 1 кГ загрязненного материала около 5 л раствори- теля), периодически слегка перемешивая до удале- Рис. 1.13. Образование разворачивающего мо- мента при выпуске тор- мозного парашюта на пробеге с боковым вет- ром 39
ния битума. Затем вынимают из растворителя отмытую часть парашюта, слег- ка отжимают и просушивают в тени под навесом. Запрещается при отмывке битума употреблять щетки или другие предметы для оттирания загрязненных мест либо производить стирку парашюта в раство- рителе. После отмывки на парашюте допускаются следы битума в виде темных пятен. 5. Реверс и девивция тяги двигателя Реверс тяги на самолетах с ТРД достигается изменением направления струи газов, выходящих из двигателя. Реверсивная тяга составляет (0,24-0,65) Р. Для обеспечения высокой эффективности торможения самолета достаточна реверсивная тяга, равная (0,2 4-0,3)/’. Для торможения самолета на выдержи- вании более удобно применять реверс тяги, чем тормозной парашют, так как ре- верс меньше изменяет балансировку самолета и его возможно применять и до приземления самолета. Преимуществом реверса тяги как средства торможения самолета на пробеге является его независимость от состояния ВПП и малая зависимость от скорости пробега. Кроме того, применение реверса тяги позволяет сократить время выхо- да ГТД на взлетный режим при уходе на второй круг. Девиация тяги. Использование девиации (отклонения) тяги для уменьше- ния /.Пр является более выгодным, чем реверс тяги, так как при этом уменьшаются ГПл и Иное, что значительно упрощает весь процесс посадки самолета. Девиация тяги (вертикальная составляющая тяги) может быть получена раз- личными способами: отклонением реактивных сопл на определенный угол, от- клонением двигателей и др. По принятой в СССР классификации самолеты с устройством для создания вертикальной составляющей тяги (девиации тяги) относятся к самолетам укороченного взлета и посадки. 6. Эксплуатация тормозных колес ног шасси Тормозные колеса являются основным средством торможения самолета на пробеге. На их долю приходится более 40—50% погашенной кинетической энер- гии самолета. Сила трения тормозных колес Гтр—/т (Gnoc—Г), где Гт — коэффициент трения заторможенных колес; Qnoc — посадочный вес самолета; Y — подъемная сила самолета. Рис. 1.14. .Зависимость коэф- фициента трения колес от скорости самолета на пробеге и состояния ВПП: 1 — сухой бетон; 2 — мокрый бе- тон; 3 — укатанный снег Коэффициент треиия зависит от скорости, вида и состояния ВПП и конструкции тор- мозной системы. Парис. 1.14 показаны пре- дельно допустимые значения коэффициента трения, полученные экспериментально при условии, что заторможенное колесо катится без юза со степенью проскальзывания Ук е = —<0,15, V где 1/к — поступательная скорость колеса в точке контакта; V — скорость самолета. Для эффективного торможения необходи- мо по мере уменьшения скорости плавно уве- личивать давление в тормозах, в противном случае колеса пойдут юзом и покрышки могут разрушиться. При меньшем давлении тормоз- ные колеса используются не полностью. 40
Автоматы торможения. Как показывает эксперимент, выдержать вручную оптимальную программу торможения почти нельзя; это может сделать только автомат торможения. Автоматы торможения, устанавливаемые па колеса, работают как автоматы растормаживания или автоматы защиты пневматиков. Они в несколько раз по- вышают срок службы покрышек и повышают эффект торможения. При достижении определенной степени скольжения колеса по ВПП (не более 15%) срабатывает инерционный датчик автомата и происходит снижение давле- ния в тормозной камере колеса, в результате значение коэффициента трения рез- ко уменьшается (рис. 1.15) Среднее значение коэффициента трения в тормозах самолета с воздушной системой торможения больше (рис. 15, а), чем в тормозах самолета с гидравли- ческой системой торможения (рис. 15, б). Так, например, на сухом бетоне у тяже- лого самолета с гидравлической системой автоматического торможения /т = = 0,165, у легкого самолета с воздушной системой автоматического торможе- ния /т = 0,20 -— 0,25. На некоторых самолетах разрешается начинать тормозить на скорости мень- ше посадочной на 30—50 км/ч. При несоблюдении ограничений по скорости может произойти перегрев тормозов, что приведет к резкому уменьшению коэффициента трения или к разрушению пневматиков. Выбор момента трехточечного приземления. От состояния и длины ВПП за- висит выбор момента перевода самолета на пробеге в трехточечное положение. Пробег самолета после приземления производят на различных углах атаки; сразу после приземления переваливают самолет на колесо передней ноги и осуществляют пробег на всех колесах на стояночном угле атаки (аст). В этом случае уменьшается аэродинамическое сопротивление, но увеличивается сила трения колес; насколько хватает руля высоты либо стабилизатора, осуществляют пробег на колесах основных ног шасси на посадочном угле атаки (аПос)- При этом будет большое аэродинамическое сопротивление, но сила трения колес уменьшится за счет разгрузки их подъемной силой. В тех случаях, когда позволяет длина ВПП и нет необходимости добиваться минимальной длины пробега, рекомендуется про- бег с поднятым носовым колесом. Величина задержки в опускании носового коле- са рекомендуется до 5—6 сек (рис. 1.16). Оптимальное торможение. Для оптимального торможения без использования автомата торможения необходимо по мере уменьшения скорости увеличивать давление в тормозах, стараясь не допустить юза. При торможении без автомата и при импульсном торможении часто возникает юз, в результате чего сильно изнашиваются цневматики. Например, при V = 90-т- 4-180 км/ч полностью заторможенное колесо пройдет за 1 сек юзом 25—50 м; этого расстояния достаточно для разрушения резины. Чем плавнее ручное тормо- жение, тем меньше опасность длительного юза и разрушения пневматиков. Рис. 1.15. Изменение коэффици- ента трения fT колес при включен- ном автомате торможения: а — эффект воздушного тормо- жения; б — эффект гидравличе- ского торможения Рис. 1.16. Зависимость длины про- бега Аир от коэффициента трения 1т колес, стартового (стояночно- го) аст и посадочного аПос углов атаки 41
1. Несимметричный выпуск закрылков Полет с несимметрично выпущенными закрылками вызывает изменение подъемных сил и лобового сопротивления левой и правой половин крыла, что приводит к появлению несбалансированных моментов крена и рыскания. Наи- большую величину имеет момент крена. Характер движения самолета. На рис. 1.17 показано изменение угла крена самолета при несимметричном выпуске закрылов (левый закрылок отклонен на 10° больше правого). Если летчик не вмешивается в управление, то самолет за 1 сек накреняется примерно па 40°. Несимметрия в выпуске закрылков может быть большей и соответственно большей будет угловая скорость кренения само- лета. Действия экипажа. При первых признаках энергичного кренения рекомен- дуется убрать закрылки. Если закрылки не убираются, то появившийся момент крена нужно сбалансировать элеронами. В том случае, когда этого сделать с по- мощью элеронов не удается, следует дополнительно отклонить руль направле- ния в сторону, противоположную накренению. 8. Отказ тормозной системы При отказе тормозной системы и невозможности использовать аварийную систему торможения целесообразно выкатиться на грунт, если это возможно, так как трение качения по грунту больше, чем по бетону. Значительно сокращает- ся длина пробега самолета при выключении двигателя (на 25—30% при посадке на бетонированную полосу). На рис. 1.18 показана зависимость относительной длины пробега у^- от Д. Лпр0 (где ^-пр0 — длина пробега с применением тормозов на сухой бетонированной полосе) и влияние выключения ГТД на отношение у-22. лпро Если об отказе тормозной системы летчику известно до посадки, рекомен- дуется выработать топливо из баков самолета, оставив минимальный его запас- Расчет производить на приземление в самом начале ВПП с несколько большим углом атаки, чем обычно, если при этом угле самолет устойчив по перегрузке (от- сутствует «подхват») и не сваливается на крыло. После приземления не следует Рис. 1.17. Изменение угла крена при асимметричном выпуске закрылков (левый закрылок отклонен на 10° больше правого) Рис. 1.18. Зависимость относитель- , /-пр нои длины пробега -у—— от коэф- Ьпр0 фициента fT трения ВПП с работаю- щим на малом газе (а) и включен- ным (б) двигателем 42
опускать переднее колесо, плавно подбирая ручку (штурвал) полностью на себя. При этом лобовое сопротивление самолета будет большим и дистанция пробега уменьшится. В случае угрозы столкновения с препятствием или выкатывания на сильно пересеченную местность следует убрать шасси. § 6. ЭКСПЛУАТАЦИЯ САМОЛЕТОВ НА ГРУНТОВЫХ И ЗАСНЕЖЕННЫХ ВПП Взлет. При взлете с грунтовой ВПП длина разбега зависит от угла атаки на разбеге тем больше, чем меньше прочность грунта или глубже снеговой покров. При этом минимальная длина пробега достигается на больших углах атаки. Чем меньше прочность грунта или глубже снеговой покров, тем раньше переводят са- молет на взлетный угол атаки, чтобы за счет разгрузки подъемной силой умень- шить силу трения колес шасси о землю. Посадка. Грунтовые ВПП хуже видны с воздуха, чем бетонированные, по- этому труднее строить маневр при заходе на посадку (коробочку) и выдерживать заданную глиссаду. Точка начала выравнивания намечается относительно по- садочного знака «Т», а не по началу полосы (или на расстоянии 70—100 м), как это делается при посадке на бетонированную полосу. Для мягкого касания ко- лесами о землю скорость выравнивания больше обычной на 15—25 км/ч, и при- земление производят с не полностью убранными оборотами двигателя. После при- земления на самолет действует пикирующий момент, стремящийся перевалить самолет на нос. Если позволяет ВПП, рекомендуется дольше удерживать самолет на апос, пока хватает запаса руля. Применение тормозных колес. Тормозами пользуются осторожно во избе- жание юза и разворота самолета. При посадке на ВПП с мокрым травяным по- кровом тормоза неэффективны. На пробеге в первой половине самолет обычно достаточно устойчив по курсу, в конце пробега наблюдается рысканье по курсу, что парируется рулем направления или тормозами. В течение всего пробега на- блюдаются продольные и поперечные колебания самолета и повышенные вибра- ции. § 7. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА В СПУТНОЙ ЗОНЕ Спутная струя. Любой летательный аппарат в полете создает за собой спут- ную струю, представляющую собой область воздушного пространства, где прояв- ляются возмущения, создаваемые фюзеляжем, двигателями и крылом. По мере удаления от летательного аппарата струя постепенно расширяется и ослабевает. Интенсивность вихревой зоны. При горизонтальном полете вихри тянутся за самолетом почти горизонтально, очень медленно опускаясь вниз, и затем мед- ленно затухают в результате вязкости воздуха и турбулентности атмосферы. Ос- лабевает интенсивность вихрей через 15—20 сек, после пролета самолета. Расстояние между вихрями Г = 0,81, где I — размах крыла; диаметр вихря d == 0,171. Интенсивность вихрей тем больше, чем больше средняя аэродинами- ческая хорда крыла, угол атаки и скорость полета. Поле вертикальных скоростей. Вихревая зона создает поле вертикальных скоростей А Ру, изменяющих угол атаки крыла и оперения самолета, попадаю- щего в спутную зону. Эпюра вертикальных скоростей по размаху крыла показа- на на рис. 1.19, где также показано влияние спутной струи на позади летящий самолет с размахом крыла, меньшим, чем у самолета, летящего впереди. Наибольшая величина вертикальных скоростей АРу возникает на оси конце- вого вихревого жгута и медленно затухает с расстоянием. Так, например, на дистанции до 500 м вертикальные скорости А Ру остаются почти постоянными и лишь на расстоянии 2—3 км уменьшаются в 1,'5—2 раза. С изменением высоты относительно плоскости вихревой скос потока быстро затухает и при превыше- нии либо принижении позади летящего самолета, равном половине размаха крыла впереди летящего самолета, скос потока заметного воздействия на позади летя- щий самолет не оказывает. 43
М-г । М. ШИШ Мт М-0 Область I • ! j ^л^^пр \0бласть\ область I Л I ш Рис. 1.19. Схема возникновения кре- нящих моментов при полете сзади летящего самолета в спутной зоне за крылом впереди летящего само- лета на расстоянии 50—80 м На самолет, попавший в спутную струю, действует кренящий момент. Ве- личина и направление его зависят от положения самолета .относительно оси вихря и отношения размахов ведущего и ведомого самолетов. Спутная зона за фюзеляжем и двига- телями. Спутная зона за фюзеляжем представляет собой турбулизированную область без индуцированных скоростей. Ось струи наклонена вниз под углом до 1,5—2° по отношению к траектории по- лета. При попадании в спутную струю за фюзеляжем самолет, летящий позади, испытывает тряску высокой частоты, что может вызвать опасные вибрации кон- струкции. Длина спутной зоны за фюзе- ляжем составляет 100—170 м. Струя от ГТД (ТВД) представляет собой узкий поток выхлопных газов, ско- рость и температура которых быстро от двигателя и гаснет до 20—35 м/сек. Поэтому она не оказывает значительного влияния на пилотирование позади ле- тящего самолета, а также не возникает заметной тряски от турбулентности по- тока. Длительное и близкое пребывание в струе газов может вызвать помпаж и самовыключение двигателя на позади летящем самолете. Действие спутной струи. Кренящие моменты от спутной струи достигают больших величин и могут превзойти запас отклонения элеронов для парирова- ния этих моментов. Особенно опасные крены возникают в области II (см. рис. 1.19), при попадании в которую может произойти полный переворот самолета. Меры безопасности полета: позади летящий самолет по возможности не должен заходить в спутную зону за крылом; при непроизвольном попадании самолета в спутную зону и. возникновении опасных кренов выходить из нее рекомендуется вверх или вниз; требуемое превы- шение или принижение до 10 м, а потребное отклонение элеронов не более 3—4°; могут действовать значительные отрицательные перегрузки, отрывающие летчика от сиденья, поэтому привязные ремни должны быть застегнутыми. § 8. НАБОР ВЫСОТЫ, БАРОГРАММА ПОДЪЕМА И ПОТОЛОК САМОЛЕТА 1. Набор высоты, барограмма подъема . Основными величинами, характеризующими набор высота полета, являются угол набора 0, скорость подъема V и вертикальная скорость Vy. Угол набора: Наивыгоднейший угол набора: sin Онаив = 0 > 7ц, где р — тяговооруженность самолета. Наивыгоднейшая скорость подъема Клайв — скорость полета по траектории, прн которой достигается максимальная вертикальная скорость установившегося подъема Vy макс. Максимальная скороподъемность достигается на Уцаив, кото- рая составляет 0,58 Умакс- 44
Максимальная вертикальная скорость: Vy макс = 0,39р.Имакс- Барограмма подъема. Скороподъемность самолета или время набора высоты определяют по барограмме подъема. Барограммой подъема называют кривую зависимости времени подъема от высоты. 2. Потолок самолета Потолком самолета называется наибольшая высота подъема. Различают следующие виды потолков самолета: теоретический, практический, статический и динамический потолки. Теоретическим потолком самолета называют предельную высоту, на которой возможен установившийся полет самолета при работе двигателя на мак- симальной 'тяге. По мере приближения самолета к теоретическому потолку вер- тикальная скорость уменьшается до нуля, а время подъема получается бесконеч- но большим, вследствие чего этот потолок не может быть достигнут. Практическим потолком самолета //пр условно называют высоту, на которой вертикальная скорость равна 5 м/сек для самолетов с ВРД и 0,5 м/сек — для са- молетов с ПД. В соответствии с двумя оптимальными режимами набора высоты сверхзвуковые самолеты могут иметь два статических потолка: дозвуко- вой и сверхзвуковой. Для большинства сверхзвуковых самолетов сверхзвуковой статический пото- лок оказывается большим, чем дозвуковой, вследствие быстрого возрастания избыточной мощности в сверхзвуковой зоне при оптимальном режиме набора высоты. Статический потолок. Для сверхзвуковых самолетов, кроме практического и теоретического потолков, вводятся понятия статического и динамического по- толка. Под статическим потолком понимают наибольшую высоту горизонталь- ного прямолинейного полета с постоянной скоростью, т. е. высоту, достигаемую использованием избыточной тяги двигателя (двигателей.) Поправка иа высоту потолка при изменении веса самолета определяется по формуле &G &HG= —6350-----. Ырасч Поправка на высоту потолка при изменении температуры находится по фор- муле &Ht = — 60 ДЛ Динамическим потолком самолета (рис. 1.20) называется наибольшая высота, достигаемая путем использования кинети- ческой энергии самолета. Величина дина- мического потолка зависит от величины статического потолка, скорости па стати- ческом потолке и конечной скорости (допус- тимой минимальной скорости на динамичес- ком потолке по условиям безопасности полета). Установившийся полет на динамичес- ком потолке, который характерен только для сверхзвуковых самолетов, невозможен. Полная энергия летящего самолета. Полная механическая энергия летящего со скоростью V самолета весом G на высоте И равна: Рис. 1.20. Профиль полета до- звукового (штриховая линия) и сверхзвукового (сплошная линия) самолетов на динамический пото- лок: 1—2 — набор высоты; 2—3 — разгон: 3—4 — динамическая горка; 4 — дина- мический потолок; 4—5 — снижение GV2 ( V2 E=GH +------= G ff+-------- 2g 2-9,81 45
Источником увеличения энергии является тяга двигателя самолета, потеря же энергии вызывается лобовым сопротивлением. Если тяга двигателя превышает сопротивление, то полная механическая энергия самолета возрастает. Имея избыток тяги, можно набирать высоту при неизменной скорости, т. е. увеличи- вать потенциальную энергию, сохраняя кинетическую постоянной. В полете лобовое сопротивление может оказаться больше тяги, тогда энер- гии самолета будет недостаточно для продолжения полета. Если тяга равна ло- бовому сопротивлению, то можно увеличивать скорость за счет снижения самоле- та или уменьшения скорости набора высоты. Полная энергия 1 кГ веса самолета (энергетическая высота полета). Полная механическая энергия, приходящаяся на 1 кГ веса самолета, называется энерге- тической высотой На, определяемой по формуле V2 нэ-н+ —=н+нк. 2g Как видно из формулы, энергетическая высота равна сумме действительной высоты полета Н и кинетической Нк. Если тяга равна сопротивлению, то Ня не изменяется. В этом случае можно увеличить высоту полета только путем соответствующего уменьшения кинети- ческой высоты (уменьшения скорости) или увеличить скорость путем уменьше- ния высоты. § 9. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ 1. Классификация горизонтальных полетов по высотам и режимам Виды горизонтальных полетов по высотам: на малых высотах — до 600 м над рельефом местности; на средних высотах — от 600 до 6 000 м; на больших высотах — от 6000 до 12 000 м; стратосферные — выше 12 000 м. Минимально допустимые безопасные высоты полета по маршруту: не ниже 50 м днем в простых метеорологических условиях при визуальных полетах; не ниже 200 м днем и ночью в сложных и ночью в простых метеорологических условиях; не ниже 600 м при полетах над горами высотой до 2000 м; не ниже 1000 м над горами высотой более 2000 м. Рис. 1.21. Область первых и вто- рых режимов полета: Рр—кривые располагаемой тяги (//=const); рп— кривые потреб- ной тяги (Н= const). Режим максимальном скорости Рмакс достигается на максимальной тяге двигате- лей. Полеты на Умакс производят на форса- же н без форсажа. Сверхзвуковые скорости на самолетах достигаются только на фор- сажных режимах работы двигателя. Режимы Емакс являются напряженны- ми для двигателя и неэкономичными, поэто- му используются только при необходимости. Режим минимальной скорости Кмин соответствует установившемуся горизон- тальному полету с тягой, близкой к мини- мальной, и разграничивает области I и II режимов на дозвуковой скорости (рис. 1.21). Полет на II дозвуковом режиме воз- можен при строгом выдерживании высоты по маршруту, при полете в строю и особен- но при дозаправке в воздухе. В практике полетов II дозвукового режима избегают, так как он неэкономичен,. неустойчив и опасен из-за возможности выхода на крити- ческие углы атаки. 46
Полет на сверхзвуковой скорости вблизи статического потолка, как правило, происходит на II сверхзвуковом режиме. Сверхзвуковой II режим опасности не представляет, так как при уменьшении скорости самолет попадает в область I дозвукового режима полета. Режим тряски и срыва. На скорости, меньше минимальной, возможен мест- ный! срыв потока с крыла, вызывающий тряску самолета. Эту скорость называют скоростью тряски VTp. При дальнейшем уменьшении скорости про- исходит срыв потока и наступает потеря устойчивости и управляемости самолета. Скорость, при которой происходит срыв потока, называют скоростью с р ы в a VCp- Скорость тряски больше скорости срыва на 30—60 км/ч. На неко- торых самолетах предупредительная тряска выражена очень слабо, что требует от экипажа при полетах на малых скоростях повышенного внимания для наб- людения за величиной скорости по указателю. 2. Основные характеристики горизонтального полета Потребная скорость горизонтального полета Уг. п определяется по формуле Уг.п 2G cv VfjS ’ где G — вес самолета; Су — коэффициент подъемной силы; Р/У — плотность воздуха; S — площадь крыла в плане. Из формулы видно, что чем больше коэффициент подъемной силы су, тем меньше потребная Уг. п. При постоянном су скорость IZr. п тем больше, чем боль- ше удельная нагрузка на крыло р= -^г (на некоторых самолетах р - 3004- 4- 400 кГ/м2) и высота полета (р). Пример. У земли при стандартных атмосферных условиях потребная горизонтальная скорость полета Уг. п = 342 км/ч при су = 0,39 (а = 6°), G = 5000 кГ. Требуется найти потребную скорость горизонтального полета самолета (S = 22,6 м2) на высоте 11 000л,гдер//= 0,037 кГ-сек2/м* при тех же су и G. Решение. Подставляя в формулу указанные выше величины, находим Vr • п — 2-5000 0,39-22,6-0,037 = 175 м/сек = 630 км/ч, т. е . на высоте 11 000 м потребная скорость горизонтального полета уве- личивается вдвое. Минимальная скорость горизонтального полета Кг. п. мин. Для самолетов с ТРД минимальная скорость горизонтального полета близка к наивыгоднейшей скорости, для самолетов с ТВД и поршневыми двигателями — к экономической. Минимальная скорость горизонтального полета определяется по формуле v „ _____________________ г Г.П.МИН — „ Су макс Р--5 Критическому углу атаки крыла самолета соответствует максимальное зна-. чение Су макс- Аэродинамическое качество самолета К определяется по формуле су сх 47
При /(Макс достигается максимальная дальность полета, скороподъемность и дальность планирования. Потребная тяга двигателя Рп — это сила тяги, необходимая для выполнения полета. Она определяется по формуле Максимальная горизонтальная скорость полета Иг. п. макс — наибольшая скорость, достигаемая самолетом в горизонтальном полете при работе двига- теля с наибольшей разрешаемой тягой Рр. макс (мощностью Np). Опа определя- ется по формулам: т/ 1 / 2Рр.макс , ^г.п.макс—I/ Scx м'сек’ v 1 / ISWp'Hb , >'г.п.максс= I/ р Scx м/сек- Располагаемая тяга двигателя Рр — сила тяги, которую может развивать двигатель на данной высоте при данной скорости и при наибольшем допустимом режиме работы двигателя. Она определяется по формуле Pp = ~(W-V), g где GB — секундный весовой расход воздуха; g — ускорение силы тяжести; №7 — скорость истечения газов из сопла; V — скорость полета. При неизменном режиме работы двигателя Рр уменьшается с повышением температуры наружного воздуха (на 1,5—2% на каждый процент абсолютной температуры) и с понижением давления воздуха (пропорционально давлению). Поэтому при изменении высоты в пределах стратосферы Рр изменяется пропор- ционально давлению воздуха, а в пределах тропосферы — менее сильно, чем дав- ление и даже, чем плотность. Располагаемая тяга ракетного двигателя, ЖРД, двигателя твердого топли- ва определяется по формуле рр = ^екГ> где GT. Сек — секундный весовой расход топлива (горючего и окислителя); Ц7 — эффективная скорость истечения газа. С увеличением высоты полета тяга несколько возрастает вследствие увеличе- ния W. От скорости полета тяга ракетного двигателя не зависит. Коэффициент подъемной силы при горизонтальном полете: 2G Суг'п—pSV2’ § 10. ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА 1. Дальность полета Дальность полета зависит от километрового и часового расхода топлива, а также от емкости топливной системы самолета и удельного веса топлива. Дальность полета равна запасу топлива, поделенному на расход топлива на каждый километр пути: . . Gt Aar f 48
где L — дальность полета, км', GT — запас топлива, кГ; q — расход топлива па 1 км пути, или километровый расход топлива, кГ[км. Километровый расход топлива подсчитывается по следующей формуле: Gt.4 где GT. ч — часовой расход топлива, кГ/ч', V — скорость полета, км/ч. Часовой расход топлива подсчитывается по формуле Gt .ч — Рц Ср, где Рп — потребная тяга двигателя, кГ; Ср — удельный расход топлива, т. е. расход топлива в час на каждый кило- грамм тяги двигателя (рис. 1.22). Окончательная формула для подсчета дальности полета имеет следующий вид: Если скорость полета выражается в м[сек, то формула примет вид: V Л = 3,6К—- Ср ст ~G' Формулами иногда удобно пользоваться и в таком виде: VGT L = T~ Gt .ч или L 3,6EGT GT.q По таким же формулам подсчитывается даль- ность полета самолета с ЖРД. Существуют следующие основные понятия, связанные с дальностью полета. Техническая дальность — это горизонталь- ный путь, проходимый самолетом при наборе высоты, горизонтальном полете и планировании до полного выгорания топлива. Практическая дальность меньше техничес- кой, так как при ее определении предусматри- вается гарантийный запас топлива — 7—10% полной заправки. Тактическая дальность еще меньше практи- ческой. При ее подсчете учитываются запасы топлива для воздушного боя или полета в районе цели, а также на выполнение других задач, не связанных с продвижением по маршруту и зави- сящих от боевой и метеорологической обстановки. Тактический радиус действия — наибольшее расстояние, пролете в которое при выполнении задания, самолет (или группа самолетов) может без промежуточной посадки возвратиться на аэродром вылета. Наибольшая дальность полета. Дальность полета самолета с ТРД получается наибольшей Для данной высоты при полете с максимальным Рис. 1.22. Типовой график зависимости расхода топ- лива от истинной скорости полета самолета (обычно приводится в инструкции каждого типа самолета) 49
качеством и максимальным отношением скорости полета к удельному расходу топлива. Этому режиму соответствует скорость, несколько большая наивыгод- нейшей, называемая крейсерской скоростью полета, а режим — крейсерским. Дальность полета с различными силовыми установками.. Дальность полета самолетов с ТВД (ВМГ) и ПВРД подсчитывается по следующим формулам: -n GT ^-вмг, твд = 270ft —— • —, где Се — удельный расход топлива, т. е. расход топлива на 1 л. с., ч; т| — коэффициент полезного действия винта; АпвРд^О.бКР-^. Километровый расход топлива с различными двигателями: для самолетов с ТВД и ВМГ: ^ВМГ, ТВД — 1 270 Се п G К для самолетов с ТРД и ЖРД 1 Ср G ^ТРД, ЖРД “ :ЗЛ5 ‘ V К ' для самолетов с ПВРД ?ПВРД — 1 G 10,8 KV2 Удельный расход для различных силовых установок: Се вмг — 0>25 кГIл. с. ч; Сс ТВд = 0,20 кГ/л. с.ч; Ср ТРд = 1,0 4- 1,1 кГ!кГ-ч-, 18 кГ1кГ-ч. СР>КР1\ — 16 : Рис. 1.23. Сравнительные характеристики Сравнительные характеристики дальности полета. На рис. 1.23 при- ведены примерные значения соотно- шений веса самолета и километро- G вого расхода — для самолетов с различными силовыми установками. Как видно из рисунка, наиболее экономичны самолеты с ТВД. Дозву- ковые самолеты с ТРД менее эконо- дальности полета ~т~ для ч летательных аппаратов с различными типами силовых установок мичны, но имеют более высокую крейсерскую скорость. Вследствие малого веса ТРД самолеты с этими двигателями имеют более высокий GT запас топлива —— : по дальности Gcp полета они примерно равноценны самолетам с ТВД. Сверхзвуковые самолеты с ТРДФ (форсированными ТРД) имеют малую экономичность ввиду очень низкого аэродинамического качества крыльев как при сверхзвуковой, так и до- звуковой скорости. 50
2. Продолжительность полета Продолжительность полета зависит от километрового и часового расходов топлива, а также от емкости топливной системы самолета и удельного веса топли- ва. Продолжительность полета самолета с ТРД (ЖРД) подсчитывается по сле- дующей формуле; L К Gt Gt Gt К Ср G СрРп GT,4 Из формулы следует, что максимальная продолжительность полета будет при прочих равных условиях тогда, когда знаменатель, т. е. произведение СрРп будет минимальным. С изменением скорости полета Рп изменяется значительно сильнее, чем Ср, поэтому кривая часового расхода получается похожей на кривую потребной тяги. Следовательно, часовой расход будет минимальным при нанвыгоднейшей скоро- сти полета на данной высоте, так как в этом случае потребная тяга будет мини- мальной. Продолжительность полета дозвукового самолета. У дозвукового самолета по мере увеличения высоты часовой расход топлива 0т.ч — СрРп, как правило, падает, так как 1'паив У этих самолетов меньше Укр, а следовательно, продолжи- тельность полета самолета увеличивается. Практически для дозвуковых самолетов считают, что продолжительность по- лета от изменения температуры наружного воздуха не зависит. 3. Факторы, влияющие на дальность и продолжительность полета Дальность и продолжительность полета зависят: от скорости и высоты поле- та, полетного веса и аэродинамических форм самолета, температуры наружного воздуха по маршруту полета, удельного веса топлива, скорости и направления ветра и др. Так, например, на современном сверхзвуковом самолете при опре- деленной заправке топливом на режиме И = 100 м и Кыакс = 1100 км/ч прак- тическая дальность равна 380 км, а на режиме /7=11 000 м и 1/наИв=510 км/ч она составляет 1290 км. Как видно, правильным выбором режима полета можно значительно увели- чить дальность и продолжительность при том же запасе топлива на самолете. 1. Влияние скорости полета на дальность. Минимальный километровый расход топлива </мин, при котором достигается наибольшая дальность полета, под- считывается по формуле _/ Gt\ / СРР\ <?мин—Ц — TZ \ г / МИН \ у ' МИИ Наивыгоднейшая скорость. Скорость, соответствующую ми- нимальному километровому расходу, называют наивыгоднейшей (Кнаив); ей соответствует минимальная потребная тяга (где максимальное качество). При увеличении или уменьшении скорости по сравнению с нанвыгоднейшей кило- метровый расход топлива увеличивается. Зависимость q = f (У) имеет пологий минимум (рис. 1.24), поэтому даже зна- чительное изменение скорости по отношению к 17наип не вызывает резкого увели- чения километрового расхода. Например, изменение V на 10—15% увеличивает Я па 1—3% (меньшие значения' соответствуют малым высотам). Этим обстоя- тельством пользуются, когда нужно увеличить скорость полета на каком-либо участке маршрута без существенного увеличения расхода топлива и уменьшения Дальности полета. 51
2. Влияние высоты иа дальность полета. С ростом высоты увеличивается наивыгоднейшая скорость, что приводит к уменьшению минимального километ- рового расхода: СрР ?М1Ш = ~Г, • гнаив Причины уменьшения расхода топлива. Физические причины уменьшения километрового расхода топлива с высотой заключаются в том, что на больших высотах значительно уменьшается аэродинамическое со- противление самолета вследствие малой плотности воздуха. В связи с этим при той же самой тяге двигателя скорость полета резко увеличивается; кроме того, уменьшается удельный расход топлива, так как с увеличением высоты двигатель работает при более выгодных по расходам топлива оборотах. Однако с некоторой высоты из-за роста числа М возрастает волновое сопротивление, что вызывает увеличение километрового расхода. Оптимальная высота. Наименьшее значение километрового расхода дмин мин достигается для современных самолетов на высоте, меньшей высоты потолка на 2000—3000 м. Эта высота называется оптимальной Нопт (рис. 1.25). Выбор профиля полета. Существенное изменение километрово- го расхода топлива в зависимости от высоты требует выбора оптимального про- филя полета и его выдерживания. Набор высоты после взлета выполняют на режи- ме максимальной скороподъемности, так как в этом случае самолет быстрее про- ходит невыгодные по расходам топлива малые высоты. По этой же причине на подходе к аэродрому посадки следует избегать преждевременного снижения, из-за чего может появиться горизонтальный участок на малой высоте, где кило- метровый расход в 2—3 раза превышает расход на оптимальной высоте. Влияние фо в# а ж а. У современных сверхзвуковых самолетов наимень- ший километровый расход при полете па форсажном режиме двигателей и чис- ле М ж 2 в 1,5—2,5 раза больше минимального километрового расхода при полете без форсажа сМ= 0,8 4- 0,9. Дальность полета на сверхзвуковой ско- рости для большинства самолетов меньше, чем на дозвуковой. Повышение ско- рости полета с форсажем до М 3 приводит к тому, что сверхзвуковой мини- мальный километровый расход станет близким к километровому расходу того же самолета на дозвуковых скоростях полета. 3. Влияние скорости и высоты иа продолжительность полета. Максималь- ная продолжительность полета на данной высоте достигается на минимальной скорости полета, на которой часовой расход топлива минимален. С увеличением высоты вплоть до /70пт продолжительность полета увеличивается, хотя и в мень- шей степени, чем дальность. Если дальность в зависимости от высоты изменяется в 2—3 раза, то продолжительность — в 1,5—1,8 раза. Условия наибольшей дальности и продолжитель- ности. Наибольшая дальность и продолжительность полета достигаются при следующих значениях V и Н: /-макс (?мии) при 1/наив; /-макс макс ('/мин мин) при Уцаив и //опт! ?• Рис. 1.25. Зависимость мини- мального километрового расхо- да топлива от высоты полета - нин H--const Рис. 1.24. Зависимость ки- лометрового расхода топли- ва от скорости полета 52
tm.'ii;c (Gt.мин) при ^мин’, тмакс макс (GT.мни мин) при Умпн и Нопт. 4. Влияние полетного веса на дальность полета. Полетный вес оказывает заметное влияние на величину километрового расхода топлива. По мере умень- , СрРц шения веса вследствие выработки топлива или расходования грузов <?МИн —П7--- v наив снижается за счет более сильного падения потребной тяги Рп по сравнению с уменьшением 17Наив. Для того чтобы полет происходил все время на <7МИН, нужно непрерывно уменьшать скорость 1'наив по мере уменьшения полетного веса либо держать Ипаив “ const. 5. Влияние аэродинамического качества самолета на дальность и продол- жительность полета. Ухудшение аэродинамического совершенства самолета (не- плотное прилегание створок и люков, деформация обводов и поверхности, цара- пины обшивки и др.), а также ухудшение характеристик двигателя (забоины- и абразивный износ лопаток компрессора, нарушение регулировок и др.) при- водят к увеличению километрового и часового расходов топлива, а следователь- но, к уменьшению дальности и продолжительности. 6. Влияние температуры наружного воздуха на дальность и продолжитель- ность полета. Прн повышении температуры по сравнению со стандартной часо- вой расход топлива увеличивается, а продолжительность полета уменьшается; увеличение или уменьшение температуры на 5° С изменяет продолжительность полета на 1%. Дальность полета по маршруту при Упр = const и Нр = const ле зависит от температуры наружного воздуха. 7. Влияние удельного веса применяемого топлива на дальность и продол- жительность полета. Авиационные керосины для самолетов с ГТД имеют сле- дующие удельные веса: Т-1 — ут — 0,820 кГ/л\ ТС-1 — ут = 0,775 кГ/л', Т-2 и Т-4 — Тт = 0,775 кГ/л. Так как весовая теплотворная способность для авиационных керосинов практически одинакова, то при одинаковой по объему заправке самолета топли- вом дальность и продолжительность прямо пропорциональны удельному весу, т. е.: Г-г.п.1 Тт-1 гг.п.1 Тт-1 ^г.П.2 "Гг-2 Тг.п.2 Тт-2 8. Влияние ветра на дальность полета. С учетом ветра дальность полета оп- ределяется по формуле - ( W ^r.n.ff' = ^T.n.ff-' = 0 U ± у ]’ где знак плюс ставится при попутном ветре, знак минус — при встречном. Точно попутный или точно встречный ветер является редким исключением. При учете влияния ветра вводится понятие эквивалентного (фиктивного) ветра, который, являясь только попутным или только встречным, изменяет даль- ность полета (увеличивает или уменьшает ее) так же, как и фактический ветер с данным углом. Скорость эквивалентного ветра равна разности между истинной и путевой скоростями. Рекомендуется при полетах летом в средних широтах в западном направлении учитывать (принимать) встречный эквивалентный ветер со скоростью 50 км/ч, зимой — со скоростью 70 км/ч, а при полетах в восточном направлении расчет производить для штильных условий. Учет влияния ветра производится лишь при перелетах, когда ветер дейст- вует в одном направлении и значительно влияет на дальность полета. Так, на- пример, ветер в одном направлении, имеющий скорость W = 20 м!сек, изменяет дальность горизонтального полета тяжелого самолета примерно на 9%. 9. Влияние отказа двигателя на многодвигательном самолете на дальность и продолжительность полета. Если отказал один двигатель на высоте меньше по- толка, то полет возможен на работающих двигателях, 53
Работающие двигатели для сохранения скорости полета переводятся на повы- шенный режим, удельный расход топлива уменьшается, что на малых и средних высотах приводит к увеличению дальности полета по сравнению с дальностью на том же режиме полета со всеми работающими двигателями. Высота потолка при отказе двигателя уменьшается. Поскольку километровый расход топлива с умень- шением высоты полета растет, то максимальная дальность в этом случае будет меньше максимальной дальности полета со всеми работающими двигателями или полета на оптимальной высоте. § 11. ХАРАКТЕРИСТИКА ФИГУР ПИЛОТАЖА САМОЛЕТА 1. Вираж Вираж — фигура пилотажа, представляющая собой замкнутую кривую, вы- полняемую в горизонтальной плоскости с вводом и выводом в одном направлении. Вираж левый выполняется в левую сторону, правый — в правую сторону. Вираж с креном до 45° называется м е л к и м, с креном более 45° — глубоким. Основными характеристиками виража являются следующие. Перегрузка на вираже: с.уР^вир 2G S. Угол крена на вираже: 1 cos у = —- . Радиус виража: V вир Гвир=Б^ • Время виража: Потребная тяга виража: ^п.вир — ^Г.П Я1/ • Потребная скорость виража: ^п.вир = Уг.п пу 2. Спираль Спираль — фигура пилотажа, представляющая собой пространственный маневр, при котором ц. т. самолета описывает траекторию в виде цилиндрической винтовой линии. Спирать, выполняемая с набором высоты, называется вос- ходящей, а с потерей высоты — нисходящей. Различают спираль пологую — при крене до 30°, крутую (глубокую) — прн крене до 75°, наивыгоднейшую — при крене около 45° и наи- выгоднейшей скорости по траектории (в этом случае за один виток спирали те- ряется наименьшая высота), предельную (без тяги или с максимальной тя- гой), при которой ее радиус и время одного оборота минимальны. Основными характеристиками спирали являются следующие. 54
Перегрузка на Спирали: cos 6 пу =-----’ CCS у где 0 — угол наклона траектории в данной точке к горизонту; у — угол крена.' Скорость на спирали: УСП"1/ cvc^SnV Радиус спирали: Ven cos 0 Г са = 77: ’ g tg у Шаг спирали: ^сп — 2лгсп tg 0 • Время выполнения одного витка спирали: 2лг сп ТСП--- TZ ~л‘ Vcncos О Угловая скорость вращения самолета при спирали: 3. Штопор Штопор — самопроизвольное вращение самолета вокруг своей продольной оси на закрихических углах атаки (авторотация) с одновременным снижением по спирали малого радиуса. Штопор различают: нормальный и перевернутый; по направ- лению вращения — правый и л е в ы й; по углу наклона продольной оси самолета — крутой (при углах наклона больше 50°), пологий (при углах от 50 до 30°) и плоский (при углах менее 30°); по характеру вращения — устойчивый и неустойчивый. Основными характеристиками штопора являются следующие. Перегрузка на штопоре: 1 я =----- cos V где —угол тангажа самолета. Радиус штопора (расстояние от центра тяжести самолета до оси штопора): gtgfl Гшт ~ со* ’ где со — угловая скорость вращения самолета. Скорость иа штопоре: У ШТ — V МИН 1/п • Время выполнения одного витка штопора: 2л Тшт= • (I) 55
Потеря высоты за один виток штопора: А77 = 1/шт Тд]Т. Угловая скорость вращения самолета в штопоре: 2л <в=---. Тшт § 12. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТОВ НА БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ И ВЫСОТАХ ПОЛЕТА 1. Эксплуатация самолетов на больших скоростях Особенности эксплуатации самолетов на больших скоростях и высотах обусловлены следующим: влиянием сжимаемости воздуха па аэродинамические характеристики само- лета при полете с около-и сверхзвуковыми скоростями; упругими деформациями конструкции, влияние которых растет с увеличе- нием приборной скорости и числа М полета; уменьшением плотности воздуха на больших высотах и в связи с этим сни- жением демпфирующих моментов; ухудшением условий работы ГТД из-за уменьшения плотности воздуха. Характеристики устойчивости и управляемости изменяются тем больше, чем менее совершенна аэродинамическая форма самолета, больше его размеры и вес. Тяжелый самолет имеет относительно меньшую жесткость конструкции по сравнению с легким сверхзвуковым самолетом, большой разнос масс относи- тельно центра тяжести, значительную протяженность проводки управления, что увеличивает запаздывание ответной реакции на действие рулей из-за упругих деформаций проводки и трения в шарнирах. На тяжелых самолетах устанавли- вается несколько мощных двигателей, являющихся дополнительным источником вибраций и иногда причиной изменения балансировки и путевой устойчивости самолета. Изменение летных параметров. На сверхзвуковых скоростях и больших вы- сотах летные параметры самолетов претерпевают следующие изменения: а) увеличиваются потребные отклонения всех органов управления, особен- но руля высоты, из-за снижения их эффективности при сверхзвуковых скоростях и повышается продольная статическая устойчивость самолета по причине смеще- ния назад фокуса крыла; б) ухудшается маневренность самолета с увеличением высоты полета из-за уменьшения тяги ГТД и эффективности воздушных тормозных щитков; в) увеличивается с высотой пикирующий момент при постоянном числе М полета; г) уменьшается запас путевой статической устойчивости самолета при боль- ших числах М полета. Поведение дозвуковых самолетов. На дозвуковых самолетах со стреловид- ным крылом при полете с числом М = 0,7 4- 0,9 наблюдаются следующие явле- ния: 1) Самопроизвольное кренен и е («валежка») по причине: жесткостной несимметрии крыльев, проявляющейся при деформации кон- струкции на больших приборных скоростях; производственной несимметрии крыльев, вызывающей местные скачки уп- лотнений на больших числах М полета; небрежной эксплуатации и ремонта самолета: деформации при грубых по- садках, местные деформации обшивки и т. п. В результате этих причин в эксплуа- тации возможно перемещение начала «валежки» на меньшие скорости (числа М) полета. Если в полете (обычном или контрольном) будет замечено уменьшение скорости или числа М начала «валежки», то в этом случае производят нивелиров- ку и осмотр самолета главным образом его геометрии. 56
2) Обратная реакция самолета со стреловидным крылом по крену при отклонении руля направления при числах М« 1. Она связана с изменением эффективности стреловидного крыла при скольжении. Если М > 1, то на обоих половинах крыльев преобладают сверхзвуковые зоны п указанное явление исчезает. Обратная реакция по крепу на скольжение не препятствует полету, а лишь усложняет его и требует повышенного внимания и понимания физической сущ- ности явления для сознателвпого пилотирования. 3) Ухудшение поперечной управляемости из-за сни- жения эффективности элеронов. На больших приборных скоростях уменьшение эффективности элеронов связано с упругими деформациями крыла, а при боль- ших числах М полета —с влиянием скачка уплотнения на распределение давле- ния по хорде крыла. На дозвуковых самолетах ухудшаются также характеристи- ки маневренности с увеличением высоты полета. Поведение сверхзвуковых самолетов. На сверхзвуковых самолетах явле- ния «валежка», обратная реакция по крену на скольжение, ухудшение попереч- ной управляемости и динамических свойств самолета на больших высотах — практически не проявляются, что значительно упрощает пилотирование самоле- та и делает полет более безопасным. Это достигается за счет более совершенной аэродинамической формы сверхзвукового самолета, значительной жесткости кон- струкции, улучшения динамических свойств самолета на больших высотах бла- годаря постановке демпферов. Демпфер, как и автопилот, работает автоматиче- ски. Реагируя на угловую скорость самолета, демпфер через раздвижные тяги соответлтвующим образом отклоняет рули самолета, не действуя при этом на штурваб (ручку) управления и педали. Требования к пассажирским самолетам. Для транспортных и пассажирских реактивных самолетов, летающих на больших высотах, важное значение имеет возможность быстрого снижения в область средних высот полета в случае само- произвольной разгерметизации кабины самолета, опасной для жизнеобеспечения пассажиров. Для быстрой потери высоты уменьшают тягу двигателя до мини- мальной, увеличивают скорость самолета до предельной и используют все имею- щиеся на самолете средства торможения (интерцепторы, воздушные тормоза, выпуск шасси и др.). Но при быстром снижении резко падает давление в кабине, воздух в ней становится перенасыщенным водяными парами, в результате на не- сколько секунд образуется туман, затрудняющий выдерживание и контроль ре- жима полета на снижении вблизи предельной скорости и числа М полета. 2. Влияние атмосферного озона на высотный полет Полет на больших высотах сопряжен с нежелательным влиянием атмосфер- ного озона. Озон (О3) — это термодинамически неустойчивое соединение. Под действием различных причин он легко переходит в молекулярный кислород О2 с дополнительным выделением атома кислорода О. Озонная усталость. Озон разрушает пневматики, обесцвечивает краски на материалах и влияет на работу некоторых приборов, завышает их показания на 0,01—0,1%. Озон действует также на материалы органического происхожде- ния — пластики, каучук, резиновые изделия, особенно находящиеся в напря- женном состоянии. После контакта с повышенными концентрациями озона дета- ли из органического материала становятся хрупкими, ломкими, теряют упру- гость, растрескиваются, поэтому химики называют озон химическим ножом, а технологи — озонной усталостью. Влияние озона на человека. Озон полезен для человека в малых концентра- циях (0,03—0,05 мг/м3), оказывая прямое целебное действие, т. е. стимулирует дыхание, сердечную деятельность, снижает утомление, повышает настроение, успокаивает, придает природному воздуху приятный аромат. Однако с увели- чением дозы или концентрации озон начинает оказывать токсическое действие на организм человека — поражает сердечно-сосудистую систему, вызывает ката- ральное состояние слизистых оболочек, отек легких и другие заболевания. В свя- зи с этим для высотной авиации возникает проблема защиты экипажа и пасса- жиров от озона и обеспечение их необходимым составом воздуха. 57
Рис. 1.26. Концентрация озона в зависимости от высоты по- лета: ПДК — предельно допустимая кон- центрация; 1 — содержание озона в атмосфере; 2 — концентрация озона в салонах самолета Концентрация озона. В озоносфере слой озона располагается на высотах от 10 до 70 км. На определенных высотах содержание озона достигает максималь- ной величины. Как видно из рис. 1.26 (кривая 7), уже на высотах около 15 км концентрация озона начинает несколько превышать предельно допустимую. Другая концентрация озона будет создаваться в салонах самолета (кривая 2). Концентрация озона, близкая к предельно допустимой, может наблюдаться уже на высотах 10 км. А при высоте полета 20—25 км она может достигать 10—20 мг/м3. Такая концентрация недопустима, так как вызывает у человека рвоту, упадок сердечной деятельности. Защита от озонной усталости. Главным способом защиты материалов от озона считается применение специальных добавок или присадок — антиозонан- тов, резко уменьшающих или полностью исключающих вредное воздействие озона на материалы. Такими веществами являются ароматические диамины (фенилендиа- мин, бензидин), пирролы, металлоорганические соединения. Для защиты органических материалов хорошие результаты дают антиозонан- ты и покрытия, содержащие металлы — катализаторы распада озона и др. Совре- менная химия дает возможность практически полностью устранить воздействие озона на конструкции и детали самолета. Защита людей от озона осуществляется с помощью самолетных газоанализа- торов. Озон практически полностью поглощается и разлагается фильтрами из древесных опилок, картонных материалов, хлопчатобумажной ваты, полимерных стружек и т. д. При превышении концентрации озона над заданной величиной на 0,05 мг/м3 от газоанализатора может автоматически подключаться новый фильтр, снижающий концентрацию. Для исправной работы за газоанализатором требует- ся постоянный уход и выполнение профилактических работ. Таким образом, сов- ременная техника позволяет полностью исключить озонную опасность для сверх- звуковой и дозвуковой высотной авиации. 3. Аэродинамический нагрев на больших скоростях полета Ударное торможение сверхзвукового потока. На околозвуковых и сверх- звуковых скоростях полета самолет подвергается сильному аэродинамическому нагреву. Причиной нагрева является ударное торможение сверхзвукового потока при переходе его через один или несколько скачков уплотнения, а также трение частиц воздуха в пограничном слое вследствие сил сцепления частиц воздуха между собой и с поверхностью обтекаемого тела. Тепло от пограничного слоя пере- дается всей конструкции самолета, в том числе стенкам кабины, и повышает тем- пературу внутри нее. Это затрудняет работу экипажа и оборудования. Температура нормальной работы. Для обеспечения нормальной работы эки- пажа температура в кабине самолета не должна превышать 25—28° С, при нали- чии защитных средств допускается повышение температуры до 70° С. При дли- тельных полетах на сверхзвуковых скоростях для охлаждения воздуха в кабине применяют кондиционирование воздуха. Установка работает по принципу отбора тепла от воздуха, подаваемого в кабину, либо применяют теплоизоляцию кабины. Защитные устройства. Защитными средствами экипажа являются специаль- ные скафандры, в которых непрерывно циркулирует воздух, охлаждаемый в спе-
диальных установках, или вентилируемая одежда, к которой подводится воздух от системы кондиционирования воздуха. Так, например, подаваемый в вентили- руемую одежду воздух температурой 7,2° С в количестве 13,6—15,3 мЧч при тем- пературе воздуха в кабине 74° С поддерживает необходимый тепловой баланс в организме человека. Подвод воздуха к вентилируемой одежде осуществляется с помощью гибкого шланга, а отвод — с помощью выпускных клапанов. Потеря прочности материалов. При больших сверхзвуковых скоростях полета аэродинамический нагрев самолета настолько велик, что многие тради- ционные конструкционные материалы не выдерживают и теряют прочность. Расчеты показывают, что при М = 2,5 ~- 3 температура воздуха в погранич- ном слое достигает 200—300° С (рис. 1.27). Как известно, прочность алюминие- вых и магниевых сплавов нарушается при температуре примерно 200° С (рис. 1.28). Быстро теряет прочность органическое стекло, при температуре 60—80° С оно начинает размягчаться. При температуре около 400° С снижается прочность стали. В конструкции возникают дополнительные термические напряжения и быстро испаряется топливо из баков. Температура дна пограничного слоя. Температура воздуха на дне погранич- ного слоя у изолированной стенки подсчитывается по следующей формуле: Т=Тй(1+0,2Гв лг2), где Тн — температура наружного воздуха; Гв — коэффициент восстановления, учитывающий отвод тепла от нижних слоев пограничного слоя к верхним, который равен примерно 0,85—0,9. Термически стойкие сплавы. Для обеспечения необходимой прочности эле- ментов конструкции, работающих при высоких температурах, применяют тита- новые, бериллиевые сплавы и стальные слоистые элементы конструкции в соче- тании с конструктивными мерами для снижения температуры их нагрева. Для ох- лаждения элементов конструкции применяют топливо или другие охладители, имеющиеся на борту самолета. Например, применение пористой обшивки с охлаж- дением специальными жидкостями позволяет снизить температуру обшивки с 800 до 400—500° С. Для снижения температуры обшивки применяют двойную обшив- ку самолета, между стенками которой заливается жидкий литий, либо применяют теплоизоляцию и термостойкие покрытия поверхности самолета. Защитный метод ультразвуковых колебаний. Для охлаждения поверхности сверхзвукового самолета разработан метод ультразвуковых колебаний. По этому Рис. 1.27. Изменение температуры обшивки самолета в зависимости от числа М полета: 1 — размягчение органического стекла; ~ — плавление резины; 3 — потеря проч- ности алюминиевых и магниевых сплавов; — начало снижения прочности стали; 5 — плавление алюминия Рис. 1.28. Изменение предела прочно- сти ов различных материалов с измене- нием температуры: 1 — нержавеющая сталь; 2 — титан; 3 — дюр- алюминий Д16 59
методу в наиболее нагреваемом месте поверхности самолета возбуждаются ультра- звуковые колебания. Они снижают коэффициент трения между воздухом и виб- рирующей поверхностью. Кроме того, заторможенный пограничный слой возду- ха приходит в движение и улучшает охлаждение поверхности самолета. Кратковременные полеты. Аэродинамический нагрев в значительной степе- ни зависит от высоты полета и времени полета на данной скорости. Прн полетах на высотах 100 км и более, где плотность воздуха во много тысяч раз меньше, чем у земли, можно совершать длительный полет со скоростями, в 10 раз боль- шими скорости звука, без существенного нагрева самолета. При кратковременном полете даже с очень большими скоростями количество тепла, переходящего из пограничного слоя в конструкцию самолета, оказывается малым. Это дает воз- можность совершать полеты продолжительностью несколько минут даже с такими скоростями, при которых температура торможения воздуха у поверхности само- лета достигает 500° С и более. § 13. ПЕРЕГРУЗКА САМОЛЕТА. ОГРАНИЧЕНИЯ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА И РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ 1. Понятие о перегрузке Перегрузка — отношение всех внешних сил, действующих на самолет по данному направлению (без силы веса), к весу самолета. Перегрузка также обычно представляется в виде составляющих по осям координат: К Пу = — — нормальная перегрузка; пх — P-Q G — продольная перегрузка; Z nz = ——боковая перегрузка. Величины перегрузок, действующих на самолет, зависят от скорости полета, высоты, а также от углов атаки и скольжения. Максимально допустимые перегрузки в полете обычно ограничиваются либо прочностью конструкции самолета, либо физиологическими возможностями лет- чика, либо величиной допустимого коэффициента подъемной силы су без из усло- вия безопасности полета. Перегрузка может быть меньше единицы и отрицательной величиной. Знак перегрузки определяет собой направление подъемной силы в полете. Если одновременно пх, пу, пг равны нулю, то возникает состояние невесомо- сти, свидетельствующее о том, что геометрическая сумма всех сил, кроме веса, равна нулю (или этих сил нет). Одним из примеров такого состояния является движение по орбите искусственного спутника Земли за пределами атмосферы. 2. Ограничения режимов полета и работы двигателей Ограничение прочности по конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличивается перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. Перегрузка «уразр. ПРИ которой происходит разрушение конструкции самолета, называется разрушающей пере- грузкой. Эксплуатировать самолет до разрушающей перегрузки нельзя, поэтому вводится ограничение по максимальной эксплуатационной перегрузке п^макс' Эти две перегрузки связаны между собой соотношением э Пу разр пу макс ' где f = 1,5 4- 2 — коэффициент запаса прочности. 60
Следовательно, максимальная эксплуатационная перегрузка в 1,5—2 раза меньше разрушающей. Для легких самолетов я® макс = 5т 8, для тяжелых самолетов й’навс=2тЗ. Ограничение по физиологическим особенностям членов экипажа. Сохране- ние работоспособности членов экипажа зависит от направления, величины, вре- мени действия перегрузки и индивидуальных особенностей человека. Легче пере- носятся перегрузки, действующие в направлении спина — грудь в нормальном рабочем положении (положительные перегрузки пж), которые сравнительно не- велики и, как правило, не ограничиваются. Перегрузки пу бывают большими (до 5—8), и поэтому в зависимости от знака переносятся по-разному. Положи- тельная перегрузка пи, действующая в направлении таз—голова, воспринимает- ся легче, чем отрицательная, действующая в том же направлении. При полете летчик сохраняет работоспособность, обеспечивающую выполнение задания, если длительно действует перегрузка пу = 2 4- 4 и кратковременно — пу = = 5 4-6. Применение противоперегрузочного костюма позволяет повысить пере- грузки до 3—5 в первом случае н до 6—8 во втором. Нежелательно, чтобы отрицательные перегрузки Пу по абсолютной величине были больше единицы. Эволютивная скорость. При выполнении маневров вводится дополнительное ограничение на минимальную скорость, которая при выполнении маневров назы- вается эволютивной скоростью. Эта скорость устанавливается для каждого вида маневра. Обычно она больше минимальной допустимой скорости и дается в виде приборной скорости. Введение эволютивной скорости обусловлено тем, что, во-первых, для пра- вильного выполнения маневров требуются перегрузки, обычно большие единицы на тех участках, где скорость мала, во-вторых, должен быть запас скорости, учи- тывающий различие в пилотировании отдельными летчиками, в-третьих, необхо- димо обеспечить достаточную управляемость самолета. Иногда указывается единая эволютивная скорость самолета независимо от вида маневра, но истинное значение ее увеличивается с увеличением высоты. Ограничения дозвуковых самолетов. Дозвуковые самолеты летают с неболь- шими числами М и для них влиянием сжимаемости воздуха пренебрегают. По- этому ограничения по числу М для них не устанавливаются, а устанавливаются только по величине приборной скорости исходя из условий прочности или флатте- ра. На некоторых дозвуковых самолетах величина приборной скорости вообще не ограничивается, так как даже на максимальном режиме работы двигателя они не могут разогнаться до этих скоростей. Ограничения околозвуковых и сверхзвуковых самолетов. Для сверхзвуко- вых (околозвуковых) самолетов ограничения режимов полета устанавливаются по предельной скорости УПред и предельному числу Л4Пред- Это необходимо для сохранения общей прочности и жесткости конструкции, устойчивости и управляемости самолета, а также недопущения опасных вибраций и аэродинамического нагрева и др. Ограничения по прочности силового каркаса н обшнвки самолета опреде- pV2 ляются величиной скоростного напора или пропорциональной величиной — приборной скоростью. Ограничение по приборной скорости касается малых и средних высот полета. На больших высотах действуют ограничения по числу М полета. Предельная скорость (предельно допустимый скоростной напор). Величина предельной скорости зависит от полетного веса самолета, метеорологических условий, турбулентности атмосферы, наличия наружных подвесок и др. Так, на- пример, УПред с подвесными баками почти на 30% меньше Упред без подвесных баков. Предельно допустимый скоростной напор определяется по результатам рас- четов и наземных прочностных испытаний самолета таким образом, чтобы не до- пустить появления остаточных или чрезмерно больших упругих деформаций кон- струкции в полете/ Ограничения по вибрациям частей самолета устанавливаются по приборной скорости или числу М полета, при которых возможны следующие виды вибраций: 61
флаттер, бафтинг и срывные вибрации, называемые аэродинамической трас-- кой — обусловлены взаимодействием набегающего воздушного потока с крылом, оперением и другими частями самолета; вибрации, возникающие от неудовлетворительной работы .ГТД и появляю- щиеся в результате помпажа двигателя, несбалансированности его ротора, воз- действия спутной зоны или струи от винтов; автоколебания органов управления по причине недостаточной жесткости крепления гидроусилителей, под влиянием люфтов в системе управления и т. п. Автопилот и гидроусилитель могут вызывать вибрации системы управле- ния и быть причинами снижения критической скорости флаттера. Ограничения по устойчивохти и управляемости обусловлены падением ста- тической устойчивости на больших дозвуковых числах М полета. Диапазон экс- плуатационных скоростей (чисел М полета) может также ограничиваться реверсом элерона, «валежкой», боковой неустойчивостью и пр. Ограничения по аэродинамическому нагреву устанавливаются при полете на больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях. При этом в точке полного торможения температура набегающего потока больше атмосферной на величину где Ти — температура атмосферного воздуха, °К- Наряду с предельно допустимой по условиям нагрева скоростью устанавли- вается предельно допустимое время полета самолета на этой скорости. Температура торможения Т*. Абсолютная температура, которую приобре- тает воздух при уменьшении его скорости до нуля, называется температурой пол- ного торможения или просто температурой торможения (табл. 1.12). Она определяется по формуле Г* = ТД1 + 0,2М2), где Т(1 — температура воздуха до торможения; М — число М полета. Таблица 1.12 Температура торможения в стратосфере в зависимости от числа М полета (скорости полета V) Число М V, км/ч т*, °к (*, °C 1,5 1600 303 30 2,0 2100 390 120 2,5 2650 490 215 3,0 3200 605 ' 330 В длительном полете, например, на высоте 40 км при М = 4 температура обшивки летательного аппарата достигает примерно 300° С, в то время как на вы- соте 11 км при той же скорости полета температура нагрева равна почти 550° С. Другие разные ограничения. Кроме указанных причин, ограничения полета могут устанавливаться из-за ухудшения работы воздухозаборника двигателя на больших скоростях, из-за возможного воздействия сверхзвуковой ударной волны на населенные пункты и другие наземные объекты, особенно при полетах на ма- лых и средних высотах. , Ограничения режимов работы ГТД вводятся для предупреждения самовы- ключения двигателя и предотвращения возникновения больших газодинамичес- ких и температурных нагрузок на деталях ГТД. При этом ограничения устанав- ливаются; 62
Рис. 1.29. Зависимость максимальной и минимальной скоростей полета от вы- соты: ab — кривая ограничения Гмин по макси- мально допустимым Су; bd — кривая возмож- ных Гмакс горизонтального полета по избытку тяги; fe — кривая ограничения Умакс по ско- ростному напору; cf — кривая ограничения Умаке по кинетическому иагрсву; ст — стати- ческий потолок; nb — динамический потолок; А — область динамического потолка; В — об- ласть горизонтального полета с торможением по времени допустимой работы на максимальном и форсажном режимах для малых и средних высот. На больших высотах и в стратосфере время работы на максимальном и форсажном режимах не ограничивается; по темпу дачи РУД. На малых и средних высотах время дачи РУД состав- ляет 1—2 сек, при этом допускается дача встречной приемистости. На больших высотах время дачи РУД увеличивается до 2—3 сек, встречная приемистость не допускается; по скорости и высоте надежного запуска ГТД и включения форсажа; по диапазону работы ГТД с увеличением высоты полета. Так, например, для некоторых ГТД нз-за снижения устойчивости работы па высотах Н > 15000 м разрешается использовать только максимальный и фор- сажный режимы. Оптимальные режимы полета. Оптимальными режимами полета самолета называют режимы, которые при условии наилучшего выполнения поставленной задачи являются наиболее целесообразными по экономичности и условиям надеж- ной работы силовой установки. Диапазон скоростей полета на каждой высоте ограничен максимальной и минимальной скоростями. Из рис. 1.29 видно, что минимальная скорость поле- та с подъемом на высоту непрерывно увеличивается. На определенной высоте Умакс становится равной Умин, и самолет может лететь в горизонтальном полете только при одной скорости. § 14. ЭКСПЛУАТАЦИЯ ГТД В ПОЛЕТЕ. ЦЕНТРОВКА И ЗАГРУЗКА САМОЛЕТОВ 1. Эксплуатация ГТД на больших высотах полета При полетах на больших высотах в эксплуатации ГТД возникает ряд особен- ностей, обусловленных низкими значениями давления, температуры и плотности атмосферного воздуха. Эти параметры воздуха изменяют тяговые и другие ха- рактеристики ГТД. Например, с увеличением высоты полета на каждые 1000 м тяга ГТД уменьшается в среднем на 5%, что приводит к уменьшению маневрен- ных характеристик и сужению диапазона скоростей полета самолета. Наиболее характерными особенностями работы и эксплуатации ГТД на больших высотах являются следующие. Сужение устойчивой работы камер сгорания. С подъемом на высоту умень- шается диапазон устойчивой работы камер сгорания по составу топливо-воздуш- ной смеси (рис. 1.30), что вызывает понижение давления и температуры воздуха на входе в камеры сгорания и уменьшает давление топлива перед форсунками. В результате ухудшаются распыл топлива и условия горения. Сужение диапазона устойчивой работы камер сгорания с ростом высоты делает двигатель более чувст- 63
вительным к изменению расходов воздуха и топлива, являясь одной из причин самовыключения двигателей в полете. Снижение приемистости ГТД. Ухудшение характеристик приемистости дви- гателя при увеличении высоты полета связано с уменьшением избытка мощности на турбине; оно выражается в увеличении времени приемистости двигателя и в ограничении темпа дачи или уборки РУД до 2—3 сек на больших высотах по срав- нению с 1—2 сек на малых и средних высотах. Кроме того, на больших высотах не допускается встречная приемистость из-за сужения диапазона устойчивой работы ТРД с ростом высоты полета. Появление холостого хода РУД, при котором перемещение РУД в некотором диапазоне не вызывает изменения оборотов двигателя, связано с наличием в си- стеме автоматического регулирования двигателя двух регуляторов: ручного с помощью дроссельного крана и автоматического центробежного, вступающего в работу с определенных оборотов, называемых оборотами начала автоматиче- ского регулирования пнар. На участке от упора малого газа до положения, соот- ветствующего оборотам начала автоматического регулирования или оборотам высотного малого газа, если они больше пнар, перемещение РУД не вызывает изменения оборотов двигателя, т. е. появляется холостой ход РУД тем боль- ший, чем больше высота полета. На высоте, где пм, г = пыакс, весь ход РУД от упора малого газа до упора пмак0 является холостым ходом. Зависание оборотов ТРД состоит в том, что при перемещении РУД вперед вплоть до упора обороты двигателя не изменяются. В отличие от холостого хода РУД зависание оборотов возможно на любой высоте, но чаще возникает на боль- ших высотах. Зависание оборотов встречается двух видов: «холодное» — без повы- шения температуры газов за турбиной н «горячее», которое является причиной чрезмерной подачи топлива в ТРД и сопровождается резким повышением темпе- ратуры газов за турбиной. «Холодное» зависание оборотов ТРД вызывается недо- статочной подачей топлива в двигатель для его разгона и происходит из-за отка- за в работе узлов, обеспечивающих приемистость двигателя (например, разруше- ние трубопроводов подвода давления воздуха к автомату приемистости, засоре- ние дросселирующего жиклера в этом трубопроводе). На ТРД, имеющих огра- ничитель нарастания давления (ОНД), зависание оборотов может происходить вследствие негерметичности манжеты поршня ОНД и по причине зависания золот- ника ОНД во втулке. Вероятность возникновения «холодного» и «горячего» за- висания оборотов увеличивается при даче встречной приемистости. При «холодном» зависании оборотов убирают РУД до малого газа, а затем переходят режим «холодного» зависания плавным, а при неудавшейся попытке энергичным перемещением РУД. Если такие действия не устранили зависание, то уменьшают обороты двигателя, снижают высоту полета и снова повторяют про- цесс устранения «холодного» зависания оборотов. При «горячем» зависании оборотов немедленно убирают РУД в положение малого газа и, если рост температуры газов не прекращается, выключают ТРД во избежание его перегрева. При допустимой температуре де- лают небольшую выдержку и далее работают РУД, как в обычных условиях. Уменьшение надежности включения форсажа. С увеличением высоты поле- Рис. 1.30. Уменьшение диапазона устой- чивой работы камер сгорания с подъе- мом на высоту. 1 — граница предела обеднения воздушной смесн; 2 — граница обогащения топливо-воздз^шиой топливо- предела смеси 64
та снижается надежность включения форсажа из-за падения давления в форсаж- ной камере. Это происходит с уменьшением скорости и ростом высоты полета, а также со снижением оборотов ТРД, так как при этих условиях уменьшается давление топлива перед форсунками, что ухудшает его распыл. При высокой степени форсирования ТРД (более 50%) увеличение подачи топлива в форсажную камеру в пределах 3—5% может вызвать неустойчивую работу форсажного контура ТРД с последующим срывом пламени или появле- нием пульсационного горения по причине переобогащения топливо-газовой смеси и неравномерности смесеобразования по сечению форсажной камеры. Пульсаци- онное горение в полете не ощущается. При этом колебание давления газов может привести к обрыву трубопроводов форсажных коллекторов и воспламенителя форсажной камеры, разрушению кронштейнов крепления стабилизатора пламе- ни, образованию трещин на стенках форсажной камеры. Обрыв трубопроводов форсажных коллекторов помимо увеличения расхода топлива и значительного снижения тяги ТРД на форсажных режимах вызывает срыв пламени в форсаж- ной камере и невключение форсажа. На земле обрыв трубопроводов форсажных коллекторов определяют по шлейфу темно-красного пламени длиной 3—5 м за реактивным соплом при работе ТРД на форсажном режиме. Признаки срыва форсажного пламени. Признаками срыва пламени в фор- сажной камере ТРД являются падение оборотов, снижение температуры газов за турбиной, падение тяги, заметное по ухудшению характеристик разгона само- лета. Для предупреждения последствий рекомендуется немедленно установить РУД в положение «Максимал», сделать выдержку и лишь затем дросселировать ТРД. Дросселирование с форсажа до малого газа без выдержки на максимальном режиме вызывает самовыключение двигателя. Темп раскрытия створок. Включение и выключение форсажа обеспечивает- ся автоматикой, предназначенной для строгого согласования нарастания давле- ния топлива с темпом раскрытия створок реактивного сопла для поддержания не- обходимого давления и температуры газов за турбиной. Для исключения опасно- сти резкого повышения давления газа за турбиной и перегрева лопаток турби- ны, а также возникновения помпажа компрессора, раскрытие створок при вклю- чении форсажа должно производиться за 1—2 сек, а закрытие — за 5—7 сек и лишь после прекращения подачи топлива в форсажную камеру. Причины невключения и выключения форсажа. В эксплуатации были слу- чаи невключения и выключения форсажа, сопровождаемые забросом или прова- лом температуры газов за турбиной и оборотов ротора. Причинами невключения (выключения) форсажа являются: отказ агрегатов автоматики форсажа (клапана включения форсажа, агрега- та розжига форсунок, системы блокировки), негерметичность воздушных маги- стралей системы регулирования форсажа, дефекты в электрических цепях и др. дефекты насоса форсажного топлива (выкрашивание головок плунжеров, поломка пружин плунжеров и др.). Кратковременный заброс оборотов и температуры газов. Включение форса- жа может сопровождаться кратковременным забросом оборотов и падением тем- пературы газов за турбиной. Происходит это по причине слишком быстрого рас- крытия створок реактивного сопла или медленного нарастания давления форсаж- ного топлива. Чаще наблюдается заброс температуры при включении форсажа, что улучшает розжиг форсажа на больших высотах полета, но повышается опас- ность перегрева лопаток турбины и появления помпажа компрессора. Помпаж наиболее вероятен в случае полета со скольжением и на малых скоростях. Заброс оборотов ТРД объясняется также тем, что пламя практически гаснет мгновенно, а на закрытие створок требуется некоторое время, в связи с чем за турбиной возникает кратковременное понижение давления газов. Обычно форсаж выключается с одновременным дросселированием двигателя, тогда заброс обо- ротов не происходит. Заброс температуры газов при включении форсажа происходит в случае медленного раскрытия створок реактивного сопла. Причинами медленного рас- крытия створок являются; недостаточное поступление рабочей жидкости в гидроцилиндры реактив- ного сопла вследствие засорения жиклера, установленного на входе в цилиндры, или падения давления рабочей жидкости в гидросистеме; 3 Зва. 223 Ш5
тугой ход створок из-за коробления их кромок и повышенного трения в па- зах. Тугой ход створок особенно ощутим в полете на больших высотах, где сила давления газов на створки уменьшается, и они раскрываются медленно. В эксплуатации внимательно осматривают створки реактивного сопла после полета и проверяют вручную легкость их хода. Если они перемещаются сво- бодно, работа створок считается удовлетворительной. Контроль форсажного режима. В момент включения форсажа основное внимание уделяют контролю за температурой газов за турбиной, а при выклю- чении — оборотам ротора двигателя. С увеличением скорости полета включение форсажа происходит более надежно. Границы надежного включения форсажа по скорости и высоте указываются в инструкции по эксплуатации самолета. 2. Самовыключение двигателя в полете Признаки самовыключения ГТД. Основными признаками самовыключения ГТД в полете являются: уменьшение скорости самолета вследствие резкого падения тяги; отсутствие или уменьшение расхода топлива; колебание давления топлива перед форсунками; рост или падение температуры газов за турбиной до нуля; резкое снижение оборотов отказавшего двигателя до оборотов авторо- тации; давление падает или остается неизменным; на двух- и многодвигательных самолетах энергичный уход с курса и увеличивающийся крен в сторону отказав- шего двигателя; изменение интенсивности звука (затухающий переходит в сви- стящий); загораются сигнальные лампы открытия лент перепуска; иногда экипаж ощущает толчки; цвет выходящих газов почти не изменяется. Сходные признаки. Некоторые отказы имеют сходные внешние признаки их проявления, поэтому установить быстро и безошибочно характер отказа бывает трудно. Например, при «холодном» зависании оборотов и самовыключении двига- теля сходными внешними признаками являются ощущение торможения самолета, уменьшение температуры газов за турбиной и уменьшение оборотов. Различие в признаках заключается в том, что при самовыключении обороты авторотации меньше, чем обороты зависания. Неправильная эксплуатация ГТД. Причинами самовыключения ГТД из-за неправильной эксплуатации авиационной техники и неблагоприятных внешних условий являются: резкая дача или уборка РУД; дача встречной приемистости без учета ограничений' по высоте полета; нарушение установленных ограничений по скорости; несоблюдение ограничений по режиму работы двигателя в зависимости от высоты полета, а также ограничений по скорости и высоте включения и выключе- ния форсажа; непроизвольное закрытие стоп-крана, невключение подкачивающих насосов при полете'на большой высоте, уборка РУД в положение «Стоп» и другие оши- бочные действия; нарушение нормальной работы топливорегулирующей аппаратуры; полет в неспокойной атмосфере (в болтанку); попадание в спутную зону; полет со скольжением; попадание в воздухозаборник птиц при полете на малых и средних высотах. Самовыключение ТРД—процесс не мгновенный. Ему предшествует неустой- чивая работа двигателя, выражающаяся в возникновении помпажа ГТД или неустойчивого горения топлива в камере сгорания. Нормальная работа камер сгорания ТРД без срывов пламени обеспечивается при определенных весовых G соотношениях воздуха и топлива = 45 -Р 100. При нарушении нормальной работы топливорегулирующей аппаратуры происходит переобеднение или пере- обогащеиие топливо-воздушной смеси, что приводит к срыву фронта пламени н прекращению горения в камерах сгорания. Признаки помпажа. Признаками помпажа являются: появление необычного, резкого звука работающего ГТД, сопровождающе- гося урчанием, хлопками н ударами; ' 66
йаДенне числа оборотов; повышение температуры газов за турбиной. Помпаж воздухозаборника определяется по многократным хлопкам (ударам) в носовой части самолета, а помпаж двигателя — по хлопкам в хвостовой части (в реактивной трубе). При возникновении помпажа расход топлива, давление и скорость воздуха за компрессором непрерывно изменяются, что приводит к обеднению или обогащению смеси и последующему прекращению горения в ка- мере сгорания. Резкая дача или уборка РУД. При резкой даче или уборке РУД самовыклю- чение двигателя происходит из-за изменения состава смеси. Резкая дача РУД вызывает быстрое увеличение подачи топлива, но при этом расход воздуха не успе- вает увеличиться до необходимого количества, в результате наступает переобо- гащение смеси и происходит самовыключение ГТД. При резкой уборке РУД рас- ход топлива уменьшается быстрее расхода воздуха, наступает переобеднение смеси и также происходит самовыключение. Во избежание самовыключения на больших высотах темп дачи и уборки РУД должен быть меньше, чем на малых высотах. Дача встречной приемистости, при которой также происходит измене- ние состава смеси, ограничивается определенной высотой, например на некото- рых самолетах до 1500—2000 м. Неудовлетворительная работа аппаратуры. При неудовлетворительной ра- боте топливной аппаратуры происходит самовыключение двигателя по следую- щим причинам: отказ плунжерного насоса; зависание клапана постоянного пере- пада; смещение втулки золотника обратной связи относительно корпуса регуля- тора и др. Рекомендации по управлению ГТД. По мере приближения к потолку само- лета экипаж должен повышать четкость выполнения всех операций по управле- нию ГТД. Особое внимание требуется при включении и выключении форсажа. Ни в коем случае нельзя превышать пределы высоты, установленные для вклю- чения форсажа. На тех самолетах, где управление створками реактивного сопла происходит от той же гидросистемы, что и управление воздушными тормозами, пользоваться воздушными тормозами в период работы створками не следует, ина- че изменение сечения сопла будет происходить значительно медленнее, что может вызвать помпаж и самовыключение двигателя. Рекомендуется следить за расхо- дом топлива и своевременно переключать питание с одного бака на другой. Пере- мещение РУД должно быть плавным, без рывков. Срабатывание соответствую- щей световой сигнализации, изменение тона и звука должно насторожить летчи- ка и вызвать с его стороны немедленные действия. 3. Запуск ГТД в полете Факторы, затрудняющие запуск. Основными факторами, затрудняющими запуск ГТД в полете, являются: низкая температура и давление в камерах сго- рания (почти равные температуре и давлению наружного воздуха), поэтому чем больше высота полета, тем сложнее условия запуска; большая скорость воздуха на входе в камеры сгорания (в полете она значительно выше, чем на земле); повышение чувствительности двигателя (с увеличением высоты полета) к вели- чине избытков топлива для разгона ГТД — незначительное нарушение в работе топливорегулирующей аппаратуры, не сказывающееся при запуске на земле, в полете может стать причиной неудачного запуска. Кроме того, запуск в полете усложняется еще и потому, что внимание летчика сосредоточено не только на запуске двигателя, но и на выдерживании и контроле параметров режима полета. Влияние оборотов авторотации на запуск ГТД. Обороты авторотации зави- сят от скорости и высоты полета, т. е. от скоростного напора (приборной скоро- сти). Например, для двигателя с осевым компрессором в диапазоне скоростей по прибору Гпр = 300 ~ 600 км/ч обороты авторотации равны павт = (0,2 4- 4- 0,4) пмакс и даже на режиме минимальной скорости они примерно равны оборотам стартера. При постоянной приборной скорости обороты авторотации с подъемом на высоту увеличиваются медленнее, чем обороты малого газа, поэто- му диапазон разгона двигателя при запуске с режима авторотации при увели- чении высоты расширяется. 3* 67
Надежность запуска двигателя зависит от сорта применяемого пускового топлива (бензин или керосин). Бензин имеет малую вязкость, слабо зависящую от температуры, поэтому распыл его лучше, чем керосина. Недостатком его яв- ляется более высокая упругость насыщенных паров, что затрудняет предупреж- дение кавитации насоса пускового топлива. Керосин обладает более высокой вязкостью по сравнению с бензином, и она более интенсивно увеличивается с по- нижением температуры, что ухудшает распыл. Но из-за меньшей упругости на- сыщенных паров керосина легче обеспечить бескавитационную работу насоса. Диапазон приборных скоростей надежного запуска для реактивных само- летов составляет УПр = 450 4- 650 км!ч. На больших скоростях ухудшаются условия воспламенения пускового и основного топлива, на меньших скоростях— условия смесеобразования и горения основного топлива. Кислородная подпитка. На большинстве современных самолетов с ТРД в ка- честве пускового топлива применяется керосин. Для улучшения воспламенения керосина применяется кислородная подпитка пусковых воспламенителей и камер сгорания на время запуска с расходом кислорода не более 15 г!сек,. Эффект от кислородной подпитки очень большой. Так, если без кислородной подпитки на- дежное воспламенение керосина обеспечивается до высоты 8000 м, то с приме- нением кислородной подпитки —до высоты 12 000 м и более. Система кисло- родной подпитки обычно рассчитана на пять попыток запуска. Время запуска. Важной характеристикой системы запуска является время запуска в полете — от начала запуска до выхода ГТД на обороты высотного ма- лого газа. Чем меньше это время, тем меньше потеря высоты самолета при запу- ске, а следовательно, при необходимости можно сделать больше попыток запуска при одной и той же потере высоты. Надежность н время запуска, кроме указан- ных эксплуатационных факторов, зависят от типа камер сгорания. В кольцевой камере сгорания воспламенение основного топлива происходит быстрее, чем в двигателе с индивидуальными камерами, где распространение (переброс) пла- мени по всем камерам больше зависит от скорости и высоты полета. Например, в двигателе,с индивидуальными камерами сгорания время запуска составляет 20—30 сек, а в двигателе с кольцевой камерой сгорания — 10—20 сек. Действия при запуске. После самовыключения двигателя необходимо поста- вить РУД в положение «Стоп», установить рекомендуемые высоту и скорость по- лета и приступить непосредственно к запуску двигателя. Для этого следует вклю- чить тумблер «Запуск в воздухе» и проконтролировать включение системы запус- ка по сигнальной лампе «Запуск двигателя». Не позднее чем через 3 сек после включения системы запуска перевести РУД на упор малого газа. Включать тум- блер «Запуск в воздухе» на время больше 40 сек не разрешается во избежание вы- хода из строя катушек зажигания. Контроль запуска двигателя производится по возрастанию оборотов и по- явлению шума. На обороты малого газа двигатель должен выйти за установлен- ное время. Температура газов за турбиной при запуске в воздухе растет медлен- но и не может служить надежным признаком запуска двигателя. Действия после запуска. После запуска двигателя и выхода на малый газ выключают тумблер «Запуск в воздухе» и затем после небольшой выдержки на малом газе плавным перемещением РУД убеждаются в нарастании оборотов. Отсутствие повышения оборотов показывает, что запуск не состоялся. В этом случае РУД ставят в положение «Стоп» и через 15—25 сек производят повторный запуск. Эта выдержка нужна для удаления топлива, скопившегося в камерах сгорания во время запуска, что может вызвать при повторном запуске чрезмерное повышение температуры в камерах сгорания, а следовательно, и срыв запуска. Предельная высота запуска. Попытки запуска двигателя в воздухе произ- водятся до высоты, указанной в инструкции (обычно не ниже 2000 м). Если до этой высоты двигатель не запустился, принимается решение посадить самолет с неработающим двигателем (для однодвигательных самолетов) и для многодви- гательных самолетов продолжать полет до ближайшего аэродрома по маршруту следования. Попытки продолжать запуск на высотах меньше 2000 м могут привести к возникновению аварийной ситуации. ‘ На самолете Як-40, например, полет с неполной симметричной тягой может быть при выключенном одном среднем двигателе или при выключенных двух бо- 68
койых Двигателях. Если не работает один боковой и средний двигатель или толь- ко один боковой, то в таком полете тяга будет несимметричной. Разворот и крене- ние самолета парируют отклонением руля направления и-элеронов, а чтобы не допустить уменьшения скорости, несколько отклоняют колонку штурвала от себя. 4. Встречный запуск ГТД в полете Встречный запуск представляет собой немедленный запуск двигателя (сразу после его выключения) с помощью специальной системы запуска, не дожидаясь режима авторотации. Диапазон авторотации и малого газа. При Vnp = const число оборотов авторотации с увеличением высоты возрастает медленнее, чем число оборотов малого газа пм, г, это объясняется ростом перепада давлений на турбине. Из рис. 1.31 следует, что с подъемом на высоту изменяется диапазон между пм. г и павтор> а следовательно, увеличивается разгон двигателя н продолжи- тельность запуска. При этом возникает опасность перегрева двигателя. Таким образом, условия запуска обычным способом в полете ухудшаются по мере подъема на высоту как из-за понижения давления и температуры воздуха на входе в камеру сгорания, так и за счет увеличения диапазона между числом оборотов авторотации и малого газа. Восстановление режима работы. После выключения двигателя в полете чис- ло оборотов, давление и температура воздуха в камерах сгорания понижаются относительно медленно в силу обладания двигателем динамической и тепловой инерцией. Поэтому целесообразно запускать двигатель (т. е. восстановить режим работы) сразу после его самовыключения, не дав снизиться параметрам до значе- ний, соответствующих режиму авторотации. При этом запуск тем надежнее, чем раньше будет включена пусковая система (но не позже 10 сек) после самовыклю- чения двигателя. В противном случае смысл встречного запуска утрачивается. Система встречного запуска. В выключенном двигателе давление воздуха в камерах сгорания некоторое время остается повышенным. Поэтому для подачи пускового топлива в камеру сгорания необходимо в системе встречного запуска иметь топливный насос, создающий давление выше давления воздуха в камере сгорания. В обычной пусковой топливной системе, предназначенной для запуска с режима авторотации, избыточное давление находится в пределах 1—3 кГ!смг, но эта регулировка топливного насоса непригодна для системы встречного за- пуска. Кроме того, для выполнения встречного запуска необходим такой пуско- вой насос, который обеспечивал бы переменную подачу пускового топлива в соответствии с изменяющимся давлением воздуха за компрессором. Для встреч- ного запуска непригодна и обычная система зажигания, предназначенная для работы в условиях низких давлений в камерах сгорания, например на режиме авторотации. Поэтому для осуществления встречного запуска необходимо при- менять специальную систему зажигания, надежно работающую при повышенных давлениях. Наконец, система встречно- го запуска должна иметь и кислород- ную подпитку. На пассажирском самолете запус- кать остановившийся в полете двигатель разрешается лишь в тех случаях, когда экипажу известна причина самовыклю- чения двигателя и что его запуск не связан с угрозой безопасности полета. 5. Центровка самолета Рис. 1.31. Изменение числа оборотов малого газа и авторотации с подъе- мом на высоту Наибольшую аэродинамическую си- лу создает крыло, и изменение плеча этой силы приводит к значительному изменению момента. Поэтому важно знать положение ц. т. самолета относи- 69
Рис. 1.32. Средняя аэродинами- ческая хорда (а) и изменение центровки самолета (б) тельйо крыла — центровку Самолета. Опре- деляют центровку расстоянием от ребра атаки крыла до ц. т., измеренным вдоль хорды кры- ла и выраженным в процентах длины хорды. Центровка в процентах САХ. Если крыло не прямоугольное, то центровка выражается в процентах средней аэродинамической хорды (САХ) — хорды условного прямоугольного крыла такой же площади, которое при рав- ных углах атаки имеет одинаковые с данным крылом величину полной аэродинамической силы и положение ц. т. САХ определяется расчетом или графи- ческим путем по чертежу крыла и наносится на чертеж бокового вида (рис. 1.32, а), а цент- ровка в процентах САХ определяется по формуле х0 = -^— 100%, °САХ где хп — продольное расстояние от ц. т. до пе- реднего конца САХ, м; йСАХ — длина САХ, м. Расчет изменения центровки. Центров- ка самолета изменяется при добавлении, снятии и перемещении грузов на самолете. Расчет изменения центровки про- изводится следующим путем. Если на самолет весом G добавлен груз Gj позади ц. т. на расстоянии I (рис. 1.32, б), то новый вес самолета равен G + Gj и новый ц. т. самолета относительно старого ц. т. смещается назад на расстояние Дхп — Gj/i G + Gj Тогда изменение центровки в процентах САХ равно: дх = -^- юо%. "САХ Формула определения Дхп годится и в случае добавления груза впереди ц. т. или снятия груза с самолета. Если груз добавляется спереди или снимается сзади, или же перемещается по самолету вперед, то центровка смещается вперед, и центровка ста- новится более передней, или же при снятии груза из передней части самолета центровка становится более задней. Когда груз Gx не добавляется, а снимается, то в знаменателе формулы оп- ределения Дхп вместо суммы берут разность весов. ' Смещение ц. т. при перемещении грузов внутри самолета (при перекачке топлива из одного бака в другой) находится по формуле л ^ХП — г > и где I — расстояние, на которое переместили груз в самолете; G — вес самолета. Автоматическое регулирование центровки. Изменение центровки оказывает большое влияние на пилотажные свойства самолета. Поэтому на современных са- молетах предусматриваются автоматические устройства, обеспечивающие опреде- ленный порядок расходования топлива из разных баков, при котором ц. т. само- лета изменяет свое положение в небольших пределах. В случае отказа или от- сутствия автоматики регулирование осуществляет экипаж самолета. Пример. Определить центровку самолета после добавления в хвосто- вую часть самолета груза весом 200 кГ на расстоянии 2 м от ц. т., если при 70
первоначальном весе 8000 кГ самолет имел центровку 25% САХ (&сах = = 2,5 м), Решение. 1) Находим смещение ц. т. по формуле А Gr/ 200-2 ' Дхп = ——— =----------ж 0,05 м. G 8000 + 200 2) Находим смещение ц. т. в %: Ьх=^^100%==2%. 2,5 3) Новая центровка будет: * = 25 + 2 = 27% . Центровка для каждого типа самолета указывается в инструкции по эксплуа- тации. _ Для самолетов со скоростью полета ниже скорости звука хц.т = 20 4- 30% , для самолетов со сверхзвуковой скоростью хц.т = 304-40%. 6. Загрузка самолета При расчете загрузки самолета определяются его расчетный вес GB3JI, кото- рый не должен превышать значение допустимого взлетного веса Овзл.доп, и ком- мерческая нагрузка, которая также не должна превышать предельную. Исходя из значения допустимого взлетного веса предельная коммерческая нагрузка оп- ределяется по следующей формуле: Grom . пред = бвзл. доп GaKcn 6т. земн > где G3Kcn — вес конструкции, экипажа, оборудования, рабочих жидкостей и га- зов; GT.3eMH — расход топлива на земле перед взлетом; Вес коммерческой нагрузки включает вес пассажиров Gnac, багажа Ggar и груза Grp. Для некоторых пассажирских самолетов международных линий в, вес коммерческой нагрузки включают также вес продуктов питания GnIIT, т.' е. Gkom = Gnac + Ggar + Grp + 0Пит • Стандартный вес пассажиров. При выполнении расчетов загрузки прини- мается следующий стандартный вес пассажиров: пассажиры взрослые — 75 кГ; дети от 5 до 12 лет — 30 кГ\ дети менее 5 лет — 20 кГ. Размещение пассажиров. Для того чтобы уменьшить влияние размещения пассажиров на центровку, в агентствах Аэрофлота и кассах аэропортов продажа билетов ведется таким образом, что раньше продают билеты на места, располо- женные вблизи центра тяжести, а затем — на более удаленные от него в обе сто- роны. Такое размещение пассажиров при неполной загрузке кабины обеспечи- вает минимальное влияние на центровку. Вес багажа и груза, загружаемого в багажно-грузовые помещения, опреде- ляют из уравнения: Ggar 4" Gpp = Оком — 75яВЗр — 30rtp. g — 20z?p. м • 0Пит > где пвзр — число взрослых пассажиров; Пр.б — число детей в возрасте от 5 до 12 лет; пр.м — число детей в возрасте до 5 лет. Вес и размеры багажа, груза и почты, которые могут быть размещены в ба- гажно-грузовых помещениях, и размеры грузовых люков багажно-грузовых по- мещений и дверей пассажирской кабины указывают для каждого типа самолета в руководствах по летиой эксплуатации. 71
7. Размещение грузов и пассажиров на самолете Як-40 В качестве примера рассмотрим размещение грузов и пассажиров на самоле- те Як-40 с целью обеспечения допустимой центровки. Во избежание опускания самолета на хвост при загрузке на земле центровка во всех случаях не должна превышать 50% САХ. Самолет может опустить хвост до земли при нагрузке на стабилизатор 400 кГ или при сосредоточении нагрузки 1300 кГ в области шпангоута № 33. Размещение багажа. При полетах зимой учитывают вес пальто (каждое по 5 кГ), размещенных в гардеробе. Допустимая удельная нагрузка на пол багажного отделения не должна пре- вышать 400 кПм1. Основные данные багажного отделения даны в табл 1.13. Таблица 1.13 Основные данные багажного отделения Багажное отделение Объем багажного отделения, м3 Площадь пола, At1 Вес багажа, кГ Левое Правое 0,7 3,4 0,25 1,6 100 380 Размещение пассажиров. Для максимального использования грузоподъем- ности самолета при полете с неполным числом пассажиров рекомендуется их размещать, как указано в табл. 1.14. Таблица 1.14 Размещение пассажиров и груза Коммерческая нагрузка Рекомендуемое размещение пассажиров н груза Пассажиры (с багажом): от 24 до 4 менее 4 От первого к восьмому ряду На первом ряду; дополнительно необходимо ставить груз весом 170 кГ в районе первого ряда Пассажиры (без багажа): от 24 до 23 От восьмого к первому ряду; дополнительно необходимо установить груз-балласт на место ба- гажа, равный весу регламентированного багажа 480—460 кГ Пассажиры: от 22 до 16 » 15 » 4 менее 4 От восьмого к первому ряду » первого к восьмому » В первом ряду; дополнительно необходимо ус- тановить груз весом 170 кГ в районе первого ряда кресел На'всех вариантах самолетов на взлете и посадке не допускается перемеще- ние пассажиров и членов экипажа. В установившемся полете разрешается пере- мещение одного члена экипажа и одного пассажира вперед с задних рядов и назад с передних рядов. Перегоночный вариант. Для перегоночного варианта самолета с экипажем из трех человек необходимо устанавливать груз-баллаЛ- весом 140 кГ в р,айоне первого ряда кресел. Если экипаж состоит из двух человек, то следует устанав- ливать груз-балласт весом 240 кГ.
§ 15. 'аэродинамические и технические характеристики ВЕРТОЛЕТОВ 1. Характерные скорости горизонтального полета Минимальная скорость Умин — скорость, на которой вертолет может удер- живаться в горизонтальном полете на данной высоте на взлетном или номиналь- ном режиме работы двигателя. Для любого вертолета на высотах от нуля до потолка висения Умин == 0, выше потолка висения Умин постепенно увеличивает- ся до экономической скорости на потолке полета вертолета. Минимальная скорость на потолке равна экономической, так как на этой скорости требуется минимальная мощность. Такое изменение минимальной ско- рости по высотам называют изменением ее по мощности двигателей. Для вертолета Ми-6 с трапециевидными лопастя- ми и весом не более нормального установлены следующие минимально допустимые скорости горизонтального полета по прибору: Высота, м................... 0—2000 2000—3000 3000—4500 Скорость, юи/ч.............. 80 80—90 90 Если полетный вес вертолета больше нормального или максимально допусти- мый (42,5 Т), то на высотах от нуля до 1500 м минимальная скорость по прибору установлена 100 км/ч. Для вертолета Ми-6 с прямоугольными лопастя- ми инормальным полетным весом установлены следующие ми- нимально допустимые скорости по прибору: Высота, м................... 0—2000 2000—3000 3000—4500 Скорость, км/ч.............. 80 80—110 НО Для вертолета Ми-6 с прямоугольными лопастями и максимальным весом минимальная скорость про прибору установ- лена 110 км/ч на допустимых высотах до 3000 м. Экономическая скорость УЭк — скорость, при которой требуется минималь- ная мощность (на этой скорости минимальный часовой расход топлива). На эко- номической скорости полета с данным запасом топлива достигается наибольшая продолжительность полета, а для полета на заданное время расходуется мини- мальное количество топлива. Например, минимальный расход топлива вертоле- та Ми-6 получается на скорости по прибору 140—150 км/ч. Для вертолета Ми-6 с трапециевидны ми лопастя- м и минимальный часовой расход топлива составляет 2200 кГ при скорости по прибору 140—150 км/ч, а с прямоугольными лопастями — около 2000 кГ при скорости 150—160 км/ч. Наивыгоднейшей скоростью Унаив горизонтального полета называется скорость, при которой достигается минимальный километровый расход топлива. На этой скорости с данным запасом топлива дальность полета наибольшая, а при прохождении заданного расстояния расходуется минимальное количество топ- лива. Крейсерская скорость УКрейс — воздушная скорость горизонтального поле- та, равная (0,7 4- 0,8) Умакс. Обычно на этой скорости выполняются рейсовые полеты. Вертолет Ми-6 с трапециевидными лопастями с нормальным полетным весом (40,5 Т) и меньше имеет следую- щие крейсерские скорости по прибору: Высота, м........ 0—2000 2000—3000 3000—4000 4000—4500 Скорость, км/ч ... 200 200—190 190—140 140—120 73
Вертолет Ми-6 нормальным серские скорости по прибору: Высота, м........0—1000 Скорость, км/ ч . . . 250 Высота, м Скорость, с полетным в км/ч Для мального ские скорости по прибору: вер и прямоугольными л е с о м и менее имеет т о л е т а Ми-6 с до макс Высота, Скорость, км/ч м . 0—1000 230 опастями с следующие крей- ) 1000—1500 250—240 2500—3000 225—220 1500—2000 240—230 3000—4000 220—190 ы м в е с о м и м а л 2000—2500 '230—225 4000—4500 190—165 более и о р- полети ого установлены следующие крейсер- ь и 1000-1500 230-225 1500—2000 2000—2500 2500—3000 225—220 220—200 200—190 Максимальная скорость Гмакс. У вертолета Ми-6 имеются три максимальные Главным скорости: по мощности двигателей, по срыву потока и ограниченная конструктором и принятая для эксплуатации вертолета. Максимальная скорость по мощности двигателей. Максимальная горизонтального полета вертолета определяется по формуле скорость М с» Умакс — 270 • По е> G сх N где ——энерговооруженность вертолета; G ———аэродинамическое качество вертолета; сж Но—относительный к. п. Д. несущего винта; е—коэффициент использования мощности двигателей. прибору для в м и установлены сле- •J Максимал лета Ми-6 стр дующие: Высота, м Скорость, км/ч . . ьные скорости по апециевидными л < . . 0 . . 294 о паст 1000 295 я е р т о - 3000 280 4000 252 На указанных скоростях эксплуатировать вертолет не рекомендуется по условиям прочности несущего винта и по срыву потока с концов лопастей. Максимальная скорость по срыву потока вертолета Ми-6 с трапециевидными лопастями в зависимости от высоты полета следующая: Высота, м . . . Скорость, км/ч . . 0 252 1000 217 3000 194 4000 5000 156 . 125,6 Максимальные для эксплуатации ми и нормальным, полетным и п п о Ми-6, о с к о р о с т вертолета в зависимости от высоты весом р у, принятые | р и б с трапециевидными лопастя- слсдугощие: полета, Высота, м . . Скорость, км/ч 50 265 500 260 1000 250 2000 235 3000 190 4000 140 4500 120 с т и м ы е с кор о с т и по прибору Допу м полете для вертолета с прямоугольными лопас- Максимально в горизонтально стями и нормальным полетным весом установлены следующие: Высота, м ... . 50 Скорость, км/ч . . 300 500 300 1000 300 2000 270 3000 240 4000 190 4500 165 74
2. Влияние веса вертолета на его летные характеристики С увеличением полетного веса: уменьшается максимальная скорость горизонтального полета; увеличивается минимальная скорость при использовании номинальной мощности; увеличиваются, хотя и незначительно, экономическая и наивыгоднейшая скорости; уменьшается диапазон скоростей горизонтального полета; уменьшается запас мощности; висение вертолета вне зоны влияния воздушной подушки даже при исполь- зовании взлетной мощности невозможно. Средний полетный вес. На вертолетах, имеющих большой запас топлива, по- летный вес по мере выработки топлива меняется в значительном диапазоне. В соответствии с этим меняются и летные характеристики. Если летные характе- ристики вертолета подсчитывать по взлетному весу, то получаются заниженные результаты. Для более точных расчетов вводится понятие среднего веса, опреде- ляемого по формуле Gcp—GB3JI > где GOp — средний полетный вес; бвзл — взлетный вес; GT — вес топлива (баки заправлены полностью). 3. Центровка вертолета Центровка вертолета определяется по отношению к оси несущего винта и вы- ражается расстоянием от нее в миллиметрах. Одновинтовые и соосные вертолеты имеют небольшой диапазон центровок; например, диапазон центровок Ми-4 со- ставляет 370 мм: 300 мм впереди и 70 мм позади оси несущего винта. Вертолеты же продольной схемы имеют большой диапазон центровок. Положение ц. т. вер- толета значительно влияет на управляемость и меньше на его устойчивость. При выходе центровки за предельные величины управляемость вертолета нарушает- ся. В этом случае рули не обеспечивают удержание вертолета в требуемом поло- жении. Выход центровки за пределы. Если центровка выходит за передний предел, то сложнее производить посадку вертолета (особенно с попутным ветром), при этом действуют ручкой управления плавно, не допуская больших отклонений от себя. Если центровка выходит за предельно заднюю — взлет невозможен. При смещении центровки в полете назад летчик на ручке управления ощу- щает возрастающие давящие усилия, которые усложняют пилотирование и тре- буют от летчика дополнительной затраты энергии. По этой причине вертолет не может достичь максимальной скорости полета. Рекомендуемый диапазон центровок. Кроме предельно допустимых эксплуа- тационных центровок, для каждого типа вертолета имеется так называемый реко- мендуемый диапазон центровок, приведенный в инструкции, при котором обес- печивается наиболее легкое пилотирование. На положение ц. т. вертолета также оказывают влияние расходуемые в полете топливо, масло, противообледенитель- ная жидкость. Исходные данные центровки. Исходными данными при определении положе- ния ц. т. вертолета служат веса конструкции вертолета, элементов служебной нагрузки (экипаж, топливо, масло, противообледенительная жидкость, служеб- ное снаряжение) и коммерческого груза (пассажиры, багаж, десантная техника и т. д). Кроме весов грузов, необходимо знать координаты ц. т. каждого груза. Все эти данные записываются в специальную таблицу (табл. 1.15). _ 75
Таблица 1.15 Данные для определения центровки Нагрузка Вес нагрузки G, кГ Продольная коор- дината X ц. т*. груза, мм Произведение Вес конструкции вертолета *1 Gi *i Груз G2 *2 @2 Х% Топливо G3 *3 <?3 Х3 Масло Gt Gt Xt Экипаж G6 *5 Gs х6 Служебное снаряжение и т. п. Ge *8 G3 Xq Продольные координаты ц. т. вертолета определяются по формуле _ 61*1+ 62*2 ~Ь 6з*з Н- Ga-Ч Н~ Gs-EsH- _ ^Gx Gi+ G2+ G3 + G4 + G6 + Ge G При подсчете центровки вертолета учитывают, какой момент создается на- грузкой: на кабрирование или на пикирование. Если груз расположен впереди несущего винта, то перед величиной координаты ставят знак плюс, при располо- жении сзади — знак минус. Подобным образом поступают и при определении поперечной центровки. Чтобы подсчитать центровку вертолета после выработки топлива, масла или выброски груза, в формулу подставляют отдельные члены но- вых весов либо из этой формулы выбрасываются веса, когда груз сбрасывается с вертолета и уже не входит в его полетный вес. При эксплуатации вертолета необходимо, чтобы центровка незначительно менялась по величине. Это достигается правильной загрузкой вертолета и соот- ветствующей очередностью выброски грузов. 4. Полеты вертолета Ми-6 на малой высоте Полеты на малой высоте выполняются при невозможности производить руле- ние (по состоянию грунта), при проведении специальных работ, а также в учеб- ных целях. Рекомендуемые высоты полета. Обычно полеты на малой высоте при ровном рельефе местности рекомендуется выполнять на высоте до 10 м при скорости не более 10 км/ч с использованием воздушной подушки. Если полет по необходи- мости выполняется на высотах от 10 до 50 м, то скорость увеличивают до 30 км/ч. Полеты над пересеченной местностью производят на высоте не менее 50 -и и при скорости не менее 80 км/ч для того, чтобы полет происходил вне зоны влияния воздушной подушки. При малых скоростях полета вертолет Ми-6 имеет повышен- ную вибрацию, поэтому длительные полеты на этих скоростях не рекомендуются. Полеты при ветре. Полеты на малой высоте и перемещения желательно вы- полнять против ветра. При необходимости можно их производить при встречно- боковом и боковом ветре, если его скорость не более 10 м/сек, а также при попут- ном, если его скорость не более 5 м/сек. 5. Влияние высоты полета на характеристики вертолета Летные характеристики вертолета зависят от высоты полета, температуры и влажности воздуха. С увеличением высоты уменьшается плотность воздуха, поэтому уменьшается вредное сопротивление и мощность, потребная для движе- ния , Рн Мдв. л = Л?дв.о Д ^^дв.о —— • 76
Так как мощность, потребная для движения, имеет большую величину на скорости больше экономической, то на этой скорости будет сказываться измене- ние высоты полета. На режиме висения тяга, развиваемая несущим винтом, зависит от высоты полета, т. е. с увеличением высоты тяга уменьшается; значит будет уменьшаться и подъемная сила. Но так как по условиям горизонтального полета Y = G, то необходимо увеличивать индуктивную скорость V,. Следовательно, индуктивная мощность Ni = GVi будет возрастать пропорционально д, т. е. NiH = N,Од. Профильная мощность с увеличением высоты изменяется незначительно. Таким образом, с увеличением высоты мощность, потребная для движения, уменьшается, а мощность, потребная для создания подъемной силы, увеличи- вается. Изменение потребной мощности. У высотного двигателя располагаемая мощ- ность до расчетной высоты увеличивается, а затем уменьшается. В результате такого изменения располагаемой мощности и изменения мощности движения и индуктивной мощности следует, что с увеличением высоты до расчетной: при скорости, меньшей наивыгоднейшей, мощность, потребная для горизон- тального полета, увеличивается за счет увеличения индуктивной составляющей этой мощности; при скорости, большей наивыгоднейшей, мощность, потребная для горизон- тального полета, уменьшается за счет уменьшения мощности движения; величина наивыгоднейшей скорости с изменением высоты полета практичес- ки не изменяется; максимальная и минимальная скорости горизонтального полета увеличи- ваются; избыток мощности до расчетной высоты двигателя увеличивается, а затем уменьшается. Следовательно, если необходимо выполнять полет на большой скорости, то лететь нужно на большой высоте. Влияние температуры и влажности воздуха. Повышение температуры воз- духа равноценно увеличению высоты, так как при увеличении температуры воз- духа уменьшается его плотность. Увеличение влажности воздуха приводит к уменьшению мощности двигателя и максимальной скорости горизонтального полета. 6. Продолжительность горизонтального полета вертолета Продолжительность горизонтального полета т — это время, в течение кото- рого вертолет выполняет горизонтальный полет, используя имеющийся запас топлива: Gt где GT — запас топлива для горизонтального полета, л\ — часовой расход топлива, л/ч. Таким образом, продолжительность полета зависит от запаса топлива и часо- вого расхода. Запас топлива для горизонтального полета GT представляет собой разность между количеством топлива, заправленного в баки Gg, и тем количест- вом топлива, которое расходуется на другие виды полета (руление, взлет, набор высоты, снижение, посадку). Часовой расход топлива Сд — это количество топлива, которое двигатель расходует за час работы; ,, Уг п Се Cll = CeNe — Ce -^- = -^Уг.п, е е где Се — удельный расход топлива; Ne — эффективная мощность двигателя Уг.п — мощность, потребная ДЛЯ горизонтального полета; е — коэффициент использования мощности. 77
Так как при изменении скорости Се и е изменяются незначительно, то их от- ношение можно принять за постоянную величину, и тогда формула примет вид: Сй = const Л'г.п. Следовательно, часовой расход топлива зависит от мощности, потребной для горизонтального полета вертолета, и скорости полета. Минимальная мощность, потребная для горизонтального полета, соответствует экономической скорости (на этой скорости минимальный расход топлива). Оптимальная скорость полета. Для того чтобы вертолет мог продержаться в воздухе максимальное время, полет выполняют на экономической скорости, которая зависит от веса вертолета. С увеличением веса она увеличивается, а про- должительность полета уменьшается. Так как экономическая скорость очень не- значительно изменяется с высотой, то продолжительность горизонтального поле- та с увеличением высоты несколько уменьшается за счет увеличения расхода топ- лива на набор высоты и снижение. 7. Дальность горизонтального полета вертолета Дальностью горизонтального полета вертолета называется расстояние, кото- рое вертолет пролетает до полного израсходования запаса топлива для горизон- тального полета . Gt Ьг.п— г > где Ск — километровый расход топлива, л/км. Дальность горизонтального полета тем больше, чем больше запас топлива и чем меньше километровый расход. Запас топлива определяется так же, как и при расчете продолжительности полета. Километровый расход топлива находится по формуле „ Ch L Л^г.п Ск = —= const Минимальный километровый расход топлива будет достигнут при минималь- АД.п ном отношении —у~. На рис. 1.33 показаны кривые потребной и располагаемой мощностей горизон- тального полета. Любая точка на кривой потребной мощности соответствует оп- ределенным величинам V и N. Например, точка 1 соответствует скорости 1Д и потребной мощности N-,. Отношение между этими величинами равно tg и Рис. 1.33 . Зависимость потребной и располагаемой мощности от ско- рости полета тогда километровый расход CI:—const tgyx. Для получения минимального кило- метрового расхода топлива tg у, должен быть минимальным. Таким углом будет угол между касательной к кривой- потреб- ной мощности и горизонтальной осью. Точке касания соответствует наивыгодней- шая скорость Унаив горизонтального по- лета вертолета. Наибольшая дальность. Наибольшая дальность горизонтального полета дости- гается при наивыгоднейшей скорости, ко- торая соответствует минимальному кило- метровому расходу топлива при тщатель- ной регулировке двигателя. В этом случае расчет наибольшей дальности производит- ся по кривым километрового расхода топ- лива, построенным на основе данных опыт- ной эксплуатации вертолетов. Скорость, 78
полученная по этим кривым и соответствующая минимальному расходу, будет близка к наивыгоднейшей. Навигационный запас топлива. Километровый расход — это расход топлива на 1 км воздушного пути (относительно воздуха). Следовательно, расчет дальности полета, произведенный по формуле Кг.п = GT Ск , справедлив только при безветрии. Если же есть ветер, то, в зависимости от его направления и скорости, дальность полета изменяется. На изменение метеорологических условий полета выделяется так называемый навигационный запас топлива, который составляет 10—15% потребного запаса топлива. Влияние веса и высоты полета. Так как потребная для горизонтального по- лета мощность зависит от веса вертолета и высоты полета, то с увеличением веса километровый расход топлива увеличивается, а дальность уменьшается. Для точного расчета дальности берут средний полетный вес Сер — 0взл G. 2 где GB3JI — взлетный вес; GT — запас топлива для горизонтального полета. С увеличением высоты наивыгоднейшая скорость несколько увеличивается, а потребная мощность уменьшается, поэтому километровый расход топлива так- же уменьшается. Практическая дальность полета. Практически наибольшая дальность полета вертолета с поршневым двигателем без учета ветра достигается на высоте от 1000 до 2000 м. Например, у вертолета Ми-1 минимальный километровый расход топлива 0,56 л/км на высоте 1000 м при скорости полета по прибору 130 км/ч. Дальность полета при таком расходе топлива 370 км. Согласно инструкциям по эксплуатации, практическая дальность полета вертолета Ми-6 составляет 810 км\ Ми-8 — 350 и 640 км-, Ми-4А и Ми-4П — 350— 650 км\ Ми-2 — 200 и 597 км-, Ка-26 — 304 и 411 км\ Ка-18 — 400—750 км. 8. Размещение грузов на вертолете При размещении грузов в грузовой кабине руководствуются нанесенными на ее бортах метками. Эти метки указывают, где должец быть расположен ц. т. груза определенного веса. Чем больше вес груза, тем ближе должен быть ц. т. его к оси несущего винта. Поэтому грузы больших весов имеют небольшой диапа- зон возможного размещения в кабине вертолета. Пришвартовывание грузов. Грузы, помещенные в вертолет, надежно при- швартовываются тросами к кольцам, вмонтированным в пол грузовой кабины. Особенно тщательно пришвартовываются тяжелые грузы, так как в случае их перемещения по грузовой кабине возникает аварийная ситуация из-за нарушения центровки вертолета. 9. Загрузка вертолета и посадка людей на режиме висения Загрузка вертолета и посадка людей на режиме висения производятся при помощи лебедок с механическим или электрическим приводом. Процесс загрузки осуществляется следующим образом: при помощи лебедки выпускают на нужную длину трос с крюком, который зацепляют за трос, обмотанный вокруг груза, и лебедкой поднимают груз на борт вертолета. Спасательные работы. При спасательных работах на одновинтовых верто- летах, у которых грузоподъемные устройства (стрела, веревочная лестница) рас- положены далеко позади оси несущего винта, на режиме висения возможны вы- ход ц. т. за предельно допустимую заднюю величину и, вследствие этого, падение вертолета на хвост. Это может произойти, если несколько человек одновременно повиснут на веревочной лестнице или спасательном поясе. Так, при полной за- правке топливом, одновременно повисание трех и более человек на веревочной 79
лестнице или спасательном поясе приводит к выходу за предельно допустимую заднюю центровку, и летчик не может удержать вертолет от падения на хвост. Размещение людей. Чтобы управляемость не нарушилась, нужно определить центровку вертолета перед началом подъема людей и, исходя из этого, установить, сколько человек одновременно можно поднимать. Людей в грузовой -кабине раз- мещают так, чтобы при подъеме остальных центровка не выходила за допустимые пределы. 10. Загрузка и центровка вертолета Ми-6 В качестве примера ниже приводятся сведения по загрузке и центровке вер- толета Ми-6. Диапазон центровки — это разность между предельно передней и предельно задней центровками. Для вертолета Ми-6 определена предельно передняя центров- ка хт = 0,36 м, предельно задняя хт = —0,2 м для загруженного вертолета всех вариантов (для незагруженного, но с полной заправкой топлива хт = = —0,22 м). При эксплуатации вертолета соблюдают пределы допустимых эксплуатацион- ных предельных центровок: если при загрузке вертолета центровка выйдет за пределы допустимой, то запас управления окажется недостаточным. Особенно отрицательно сказывается нарушение центровки на вертикальных режимах по- лета и при больших скоростях полета. Величина допустимых эксплуатационных центровок вертолета Ми-6 выбра- на так, что запас управления достаточен для выполнения всех режимов полета, в том числе и висения при попутном ветре. Емкости и веса топлива. Распределение баков по группам, емкость и вес топлива в группах показаны в табл. 1.16. Таблица 1.16 Распределение топливных баков по группам, емкость и вес топлива в группах баков Наименование и номер группы баков Номер бака в группе Емкость группы баков при заправ- ке до горловины,л Вес топлива в группе баков, кГ I 2, 3 940 725 11 4, 5, 6 1410 1100 III 7, 8 870 675 IV 9, 10 2700 2090 V 11 1760 1365 Резервный бак Подвесные баки (левый и 1 470 360 правый) Дополнительные баки (левый — 4500 3490 и правый) —• 4500 3490 Примечание. В инструкции по эксплуатации вертолета приводится схема размещения топливных баков на вертолете. Общая емкость топливных (без подвесных и дополнительных) баков состав- ляет 8150 л, с подвесными — 12 650 л, с подвесными и дополнительными — 17 150 л; вес соответственно равен 6315, 9805 и 13 295 кГ. Варианты заправки топливом. Для соблюдения диапазона допустимых эксплуатационных центровок заправку топливных баков производят в порядке, обратном выработке топлива при работе автоматики. Возможные варианты за- правки топливом вертолета Ми-6 показаны в табл. 1.17. 80
Таблица 1.17 Варианты заправки топливом вертолета Ми-6 Наименование и иомер группы заправляемых баков 1 Дополни- тельные баки в кабине (3490 кГ) Подвес- ные баки (3490 кГ) IV (2090 кГ) III (675 кГ) II (1100 кГ) I (725кГ) Резерв- ный бак (360 кГ) V 1365 кГ 13295 2 '— Подвес- ные баки IV III II I Резерв- ный бак V 9805 3 '— — IV III II I То же V 6315 4 -— — — III II I » V 4225 5 •— — — — II I V 3550 6 —- -— — — — I » V 2450 7 — —— — — — — » V 1725 Рис. 1.34. График для определе- ния максимального веса коммер- ческой нагрузки в зависимости от запаса топлива и взлетного веса вертолета: 1 взлетный вес 40 500 кГ-, 2 — взлет- ный вес 42 500 кГ При необходимости можно заправить любое, отличное от указанного, коли- чество топлива в каждом варианте, но тогда необходимо следующую по порядку заправки группу баков заправлять не полностью. Например, при необходимости заправить всего 4000 кГ топлива заправка производится так: 3550 кГ заправляют в V группу, резервный бак, I и II группы, а остальные 450 кГ в III группу. Вес коммерческой нагрузки зависит от количества топлива на вертолете и его взлетного веса (рис. 1.34). График построен для пустого вертолета весом 27 200 кГ. Если же вес данного вертолета больше или меньше 27 200 кГ (что записывается в формуляре), то вносят соответствующую поправку в величину коммерческой нагрузки, полученной по графику. К тому же график построен без учета веса дополнительных и подвесных баков. При установке на вертолет подвесных баков вес коммерческой нагрузки уменьшают на 227 кГ, а при установке дополнитель- ных баков внутри кабины — на 378 кГ. На вертолете Ми-6 вес экипажа (5 чело- век) составляет 400 кГ, вес масла •— 280'кГ, вес спирта противообледенительной систе- мы рулевого винта — 25 кГ. Размещение грузов. Для сохранения допустимых эксплуатационных центровок на всем протяжении полета грузы в кабине размещают, пользуясь разметкой на пра- вом борту грузовой кабины. Допускается размещать грузы в кабине так, чтобы их общий центр тяжести находился между синей стрелкой, которая соответствует данному грузу и находится в передней части кабины, и желтой общей стрелкой для всех грузов, находящейся ближе к хвостовой части фюзеляжа. Рекомендуется размещать грузы так, чтобы их общий центр тяжести находился между синей и красной стрелками. Погрузка внегабаритиых грузов. При правильном размещении грузов по меткам внутри кабины и автоматической последо- вательности расхода топлива летчик может знать центровку при взлете, в полете и 81
При посадке. Если по каким-либо причинам (не позволяют габариты грузов) невозможно разместить грузы по меткам, их ориентируют относительно первого шпангоута и определяют центровку при взлете, предельно переднюю и предель- но заднюю при полете за счет выгорания топлива по специальному центровоч- ному графику и если полученные центровки не выходят за пределы допусти- мых, значит загрузка вертолета произведена правильно и вылет возможен. Транспортировка грузов на внешней подвеске. При транспортировке гру- зов только на внешней подвеске порядок расходования топлива остается такой же, как и при перевозке грузов внутри кабины. Центровка в этом случае не бу- дет выходить за пределы допустимых значений, так как подвесная система нахо- дится близко к центру тяжести вертолета. При этом максимальный взлетный вес вертолета должен быть не более 38 000 кГ. Максимальный вес груза на подвеске не более 8000 кГ. Чем больше вес груза на внешней подвеске, тем меньше диапа- зон допустимых центровок. Так, если при перевозке грузов внутри кабины пре- дельно передняя центровка +360 мм, предельно задняя — 220 мм, то с увели- чением груза на внешней подвеске этот диапазон уменьшается и при весе груза 8000 кГ предельно передняя центровка должна быть +Ю0 мм, предельно задняя — 110 мм. Смешанная транспортировка грузов. Разрешается одновременнная транс- портировка грузов на внешней подвеске и внутри грузовой кабины, при этом взлетный вес не должен превышать 38 000 кГ, как и при транспортировке грузов только на внешней подвеске. Порядок расхода топлива остается таким же, как и при транспортировке грузов внутри кабины. Для обеспечения центровок в пре- делах допустимых значений необходимо грузы внутри кабины размещать так чтобы центр тяжести их не выходил за пределы координат, указанных в табл. 1.18 Таблица 1.18 Координаты центра тяжести грузов внутри кабины при смешанной транспортировке Вес груза в грузовой кабине, кГ Допустимое положение ц. т. грузов, расположенных внутри грузовой кабины (м) при весе груза на внешней подвеске (кГ) 0—2000 2001—4000 4001—6000 6001—8000 . 0—2000 2001—4000 4001—6000 6001—8000 0—8000 Приме ц. т. груза в вала иесущеге 3,140 1,715 1,240 1,003 —0,190 ч а н и е. Цифры тутри кабины впер винта. 1,889 1,057 0,780 —0,160 со знаком плюс ?ди вала несущего 0,509 0,334 —0,130 означают допусти винта, со знаком 0,1 —0,110 ное расположение минус—сзади осн Пользуются таблицей следующим образом. Например, на внешней подвес- ке транспортируется груз 5000 кГ, а внутри кабины — 3000 кГ. В месте пересе- чения вертикальной графы 4001—6000 с горизонтальной графой 2001—4000 на- ходим число 0,334 м — это и будет допустимое положение центра тяжести грузов внутри кабины впереди вала несущего винта. Поперечная центровка. Центровка вертолета Ми-6 в поперечном направле- нии, как правило, не рассчитывается. Но груз в вертолете по поперечной оси надо располагать симметрично. Если габариты груза не позволяют разместить, его симметрично, то по условиям достаточности запаса поперечного управления поперечный момент от несимметрично расположенного груза не должен превы- шать 4000 кГм (плечо момента — расстояние от оси симметрии вертолета до центра тяжести груза). На режиме висения при снятом давлении с ручки циклического шага лет- чик может судить о средней центровке по показаниям указателя продольного и поперечного триммеров: продольный триммер — 0,5—1 деления назад, а по- перечный — 0,5—1,5 деления вправо. 82
11. Расчет на посадку вертолета При планировании на режиме самовращения несущего винта качество вер- толета сильно зависит от скорости. Например, если планировать с высоты 1000 м па скорости 120 км/ч, вертолет пройдет по горизонту 5 км, а на скорости 60 км/ч— 2,5 км. Следовательно, при отказе двигателя на большой высоте летчик сможет уточнить расчет на посадку. За время изменения скорости планирования от 120 до 60 км/ч вертолет Ми-4 теряет в среднем 80—90 м, а при разгоне от 60 до 120 км/ч — 160—170 м высоты. Приближенные значения качества Ми-4 при планировании на различных ско- ростях приведены в табл. 1.19. Таблица 1.19 Аэродинамическое качество вертолета Ми-4 в зависимости от веса и скорости планирования Скорость планирования, км.!ч Аэродинамическое качество Ми-4 G = 7160 кГ 6 = 6160 кГ 120 4,5 5 100 3,6 4 80 2,8 3 60 2,1 2,5 50 1,4 1,55 Влияние ветра. Ветер значительно изменяет траекторию планирования: встречный увеличивает крутизну траектории, а попутный — уменьшает. Напри- мер, при встречном ветре 7—8 м/сек на планировании со скоростью 70—80 км/ч крутизна траектории такая же, как при скорости 50—70 км/ч в безветрие. Чтобы при посадке вертолет планировал по траектории, соответствующей скорости 70—80 км/ч, при встречном ветре скорость увеличивают (но не выше 100 км/ч), а при попутном уменьшают (но не ниже 50 км/ч). Планирование с боковым ветром. При планировании с правым боковым вет- ром техника посадки не усложняется, так как вертолет на режиме самовращения несущего винта имеет правое скольжение и устранение сноса не представляет трудности. Практически это можно сделать, даже не создавая крена, если ско- рость ветра не превышает 5—7 м/сек. Но при посадке с левым боковым ветром бо- лее 5—6 м/сек может не хватить отклонения ручки управления для устранения сноса. Поэтому заходить на посадку с левым боковым ветром более 3—4 м/сек не рекомендуется.
РАЗДЕЛ ВТОРОЙ Внешние нагрузки и прочность деталей самолетов и вертолетов § 1. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА АГРЕГАТЫ И ЧАСТИ САМОЛЕТА И ДВИГАТЕЛЯ 1. Нагрузки, действующие на агрегаты и части самолета К основным силам, вызывающим переменные напряжения в конструкции самолета, относятся следующие нагрузки. Нагрузки, редко изменяющиеся в течение одного полета: подъемная сила крыла; уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения; нагрузки, воз- никающие при отклонении закрылков; нагрузки от избыточного давления в гер- метической кабине; нагрузки от работы шасси. Нагрузки, многократно повторяющиеся во время взлета, полета и посадки: нагрузки, воспринимаемые крылом, фюзеляжем и оперением при воздушных по- рывах и маневрах; вибрации, создаваемые воздушным винтом или струей реактив- ного двигателя; нагрузки от давлений в гидравлических системах; колебания шасси, вызванные неровностями аэродрома; нагрузки системы управления и др.. Нагрузки на лопатках турбины. В сложных условиях работают лопатки тур- бины ГТД. Они одновременно подвергаются: растяжению от центробежных сил; изгибу от воздействия давления газов; вибрациям, которые при определенных оборотах турбин могут достигать значительных величин. Все эти нагрузки лопатками воспринимаются при высоких температурах, перепад которых в различных зонах лопатки может вызвать дополнительные на- пряжения. Наибольшие нагрузки на лопатках турбин. В наиболее неблагоприятных условиях работы находятся лопатки турбин двигателей, установленных на ма- невренных (истребителях) и учебных самолетах. ГТД на таких самолетах подвер- гаются частым запускам и изменениям режимов работы. Все это вызывает одно- временно увеличение температуры и растягивающих напряжений от центро- бежных сил. Ав ряде случаев при увеличении или снижении оборотов турбина может попадать в область критических оборотов, вызывающих большие вибра- ционные нагрузки. Поэтому крайне осторожно нужно относиться к темпам изме- нения режимов работы турбин. Чем медленнее изменяются температурные режимы работы лопаток турбин, тем надежнее их работа. Следовательно, в эксплуатации состояние лопаток турбин должно тщатель- но и постоянно контролироваться при осмотре самолетов. Нагрузка на крыло за цикл стоянка—полет—стоянка. Когда самолет нахо- дится на земле, на крыло действует отрицательная нагрузка от веса конструкции; при взлете крыло воспринимает положительную нагрузку (перегрузка равна примерно единице). Во’время набора высоты, крейсерского полета и снижения нагрузки изменяются в зависимости от порывов ветра или выполняемых манев- ров. В момент приземления нагрузка приобретает отрицательное значение, а за- 84
тем после заправки самолета топливом отрицательная нагрузка дополнительно увеличивается (рис. 2.1). Следователь- но, за каждый полет нагрузка на кры- ло изменяется от отрицательного значе- ния к положительному и снова к отри- цательному. Нагрузки на фюзеляж. Фюзеляж современного самолета испытывает зна- чительные статические и динамические нагрузки. Особенно большие динамиче- ские нагрузки испытывают фюзеляжи больших самолетов при взлете и посад- ке. На грунтовых аэродромах величина нагрузок значительно больше, чем на бетонных. При осмотрах фюзеляжа Один полный полет Рис. 2.1. Нагрузка за цикл стоянка — полет — стоянка тщательно проверяют состояние верхней и нижней поверхностей его (обшивка, заклепочные швы, окантовки люков, силовые элементы конструкции крыла). Напряжения в вырезах фюзеляжа. У герметических фюзеляжей наибольше- му усталостному нагружению в полете подвергается задний угол двери гермети- ческой кабины фюзеляжа. Изменение напряжения происходит главным образом от действия перерезывающей силы в месте выреза для двери и нагрузки от внут- реннего избыточного давления. При рулении самолета в этом сечении фюзеляжа возникают незначительные растягивающие напряжения. Во время опробования двигателей и в начале взлета растягивающие напря- жения сменяются сжимающими. Нагрузки в узлах крепления двигателя. Детали крепления двигателя вос- принимают кроме сил, указанных на рис. 2.6, также вибрационные нагрузки вы- сокой частоты. Преоблададающая частота переменных нагрузок соответствует числу оборо- тов двигателя. Так, например, у самолета с турбовинтовыми двигателями и че- тырехлопастными металлическими винтами диаметром 4,9 м максимальное пере- менное напряжение примерно равно ±2,2 кГ/мм2 и возникает оно при работе вин- та на взлете в течение 20 сек, а при крейсерском полете напряжение значительно уменьшается. Всего за один час работы эти напряжения имеют около 10“ циклов. Величина и повторяемость перегрузок. Статические данные о величине и повторяемости перегрузок пу современных самолетов приведены от числа часов полета т (или пройденного пути L) на 0 12 3 0 5 В 7 В 9 Пу Рис. 2.2. Кривые повторяемости перегрузок самолета от порывов воздуха: А — транспортного средней вы- сотности; В — тяжелого высот- ного; С — маневренного рис. 2.2. Напряжения от коррозии. В процессе эксплуатации значительные повреждения авиационной техники могут быть вызваны коррозией, которая происходит под воздей- ствием внешней среды. Появившаяся на металле коррозия снижает прочность, в особенности статическую выносливость де- талей, увеличивает шероховатость их по- верхности. Например, увеличение вслед- ствие коррозии шероховатости беговой дорожки подшипников колес вызывает перегрев роликов и их разрушение. При электрохимической коррозии ма- териал разрушается на большую глубину. Такой коррозии могут подвергаться дю- ралюминиевые тяги управления самоле- том. Особенно быстро развивается корро- зия магниевых сплавов. Это объясняется тем, что на магниевых сплавах не обра- зуется защитной окисной пленки. 85
2. Нагрузки, действующие на крыло в полете На крыло самолета действуют распределенная аэродинамическая (воздушная) нагрузка <уаэр и инерционные силы (рис. 2.3). Аэродинамическая нагрузка вызвана давлением воздуха на крыло при его обтекании. Величина ее определяется по следующей формуле: рУ2 , <7авр — су °' Как видно из формулы, аэродинамическая нагрузка пропорциональна хорде крыла Ь. Если сложить распределенную аэродинамическую нагрузку крыла, то полу- чим ее равнодействующую, которая называется подъемной силой крыла Y. Инерционная нагрузка, действующая на крыло, подразделяется на распре- деленную </кр (от массы конструкции крыла) и сосредоточенную (от массы грузов и агрегатов Рагр, расположенных в крыле или прикрепленных к нему). Величина инерционной нагрузки зависит от веса конструкции и пропорци- ональна действующей перегрузке: Рин — Gn3 Инерционная нагрузка приложена в центре тяжести соответствующего гру- за или агрегата. Общая нагрузка на крыле. В установившемся горизонтальном полете подъем- ная сила Y уравновешивает вес самолета G. Поэтому на половину крыла дейст- G вует аэродинамическая сила, равная половине веса самолета, т. е. В противо- положную этой силе сторону направлены половина веса крыла и вес располо- женных в нем агрегатов. При полете с перегрузкой, отличной от единицы, все эти силы увеличиваются в п3 раз. Следовательно, на половину крыла действует сила: бкр 2 + Garp.i+ Сагр.г+ • • + Garp.n п3 Срез крыла. Сила Ркр раскладывается на два направления: перпендикуляр- ное и параллельное плоскости хорд крыла (рис. 2.4). В результате получают вертикальную силу Рв и горизон- тальную Рг. Эти силы стремятся сре- зать крыло в двух взаимно перпен- дикулярных плоскостях. Рпзр’^Чазр Pjp-Цкр Рис. 2.3. Нагрузки, действующие на Рис. 2.4. Разложение суммарной аэ' родинамической силы крыла Ркр на вертикальную Рв и горизонтальную Рг составляющие крыло в полете 86
Рис. 2.5. Распределение нагрузки по полуразмаху треугольного крыла: а — схема правой половины треуголь- ного крыла; бив — изменение су и qtJ по полуразмаху треугольного крыла Изгиб крыла. Силы Рв и Рг рас- положены на некотором удалении от места крепления крыла к фюзеляжу и вызывают изгиб крыла в двух пло- скостях со следующими изгибающи- ми моментами: МВ = РВ1 и МГ = РТ1, где I — расстояние от точки прило- жения силы до места крепления кры- ла к фюзеляжу. Ось жесткости (о. ж.) представ- ляет собой линию, соединяющую центры жесткости отдельных сечений. Центром жесткости (ц. ж.) назы- вается такая точка сечения, при при- ложении в которой внешней силы не происходит кручения данного сече- ния, а создается лишь его поступа- тельное перемещение. При приложе- нии внешней силы вне ц. ж. сечение одновременно с поступательным пе- ремещением еще и поворачивается на некоторый угол. Кручение крыла. Сила Рв, как- правило, расположена вне оси жест- кости крыла самолета, поэтому она вызывает поворот отдельных сечений, т. е. кручение крыла. Таким образом, нагрузки, дей- ствующие на крыло, стремятся сре- зать, изогнуть и закрутить его. В зависимости от режима полета самолета действие указанных сил и моментов на крыло изменяется. На- пример, при выводе самолета из пи- кирования наибольшую нагрузку создает вертикальный изгибающий момент. При отвесном пикировании наибольшую нагрузку создает крутящий момент. Исходя из этого, прочность и жесткость элементов конструкции крыла прове- ряется для нескольких характерных случаев полета самолета по нормам проч- ности и жесткости. Для треугольных крыльев без учета их закрутки подъемную силу Y вдоль размаха крыла можно распределять по приближенному закону изменения су, определяемому по формуле су^си0 О +4г?')> где z = z/L — относительное расстояние сечения крыла от борта фюзеляжа; сУа — коэффициент подъемной силы участка крыла в фюзеляжной части (илн в бортовом сечении). Погонная нагрузка определяется по формуле 0,6---^ -(1+4г^&, J 5— 0,45ф где п — перегрузка; G — полетный вес самолета; S — площадь крыла в плане; Зф — площадь фюзеляжной части крыла; b — САХ. Распределение qy по полуразмаху треугольного крыла приведено иа рис. 2.5, в. 87
В приближенных расчетах для треугольного крыла считают qy = Const. Тогда для случая, когда фюзеляж не несет нагрузки, получим nG qy~ IL ’ При полете на больших сверхзвуковых скоростях нагрузка действительно распределяется по хорде равномерно. 3. Нагрузки, действующие на крепление (подвеску) двигателей Двигатели на самолетах крепятся с помощью рам или узлов подвески, кон- струкция которых зависит от типа двигателя, его размеров, места расположения на самолете, а также от величины и направления действующих на него нагрузок. Нагрузки в полете. На систему подвески на самолете в полете действуют сле- дующие нагрузки: вес двигателя вместе с капотами Одв (массовые силы); инерционные силы Рин; тяга двигателя Рдв; аэродинамические силы, действующие на капоты и гондолы двигателя (если последние крепятся к системе подвески); реактивный момент от вращения винта у ТВД, турбины и компрессора у ТРД; гироскопические моменты, возникающие при изменении положения оси вра- щения ротора двигателя. Величина этих сил и их направления меняются в зависимости от режима по- лета самолета. Массовые силы определяются в зависимости от веса силовой установки Gc.y, в который входит вес двигателя с оборудованием, креплением, капотом, гондо- лой, винтом и другими агрегатами, расположенными на двигателе. Для самолетов с ТВД: Gc.y = (1,9 -j- 2,2)Одв; для самолетов с ТРД: Gc.y = (1,2 -j- 1,6)GOT, где <?дв — вес двигателя. Массовые силы приложеньгв ц. т. силовой установки и могут быть направле- ны по осям у и z. Вес двигателя по величине остается постоянным, но по отношению к систе- ме подвески может менять направление. Инерционные силы изменяются по величине и по направлению. При изме- нении скорости полета инерционная сила веса двигателя с капотами равна (рис. 2.6): Рия.х — Сдв пх< а при маневре в вертикальной плоскости Рис. 2.6. Схема действующих нагру- зок на систему подвески двигателя на самолете — Сдв пу' Тяга двигателя в полете изменяет- ся только по величине. Аэродинамические силы, действую- щие на капоты и гондолы двигателя, при изменении режима полета могут из- меняться как по величине, так и по направлению (изменяются величина, направление и точка приложения сум- марной аэродинамической силы). Реактивный момент может изменять- ся только по величине. Наибольший реактивный момент имеют ТРД. У ТВД с соосными винтами он меньше за счет вращения винтов в разные стороны. 88
Реактивный момент находится по формуле У Л4ж = /716,2 —, п где f — коэффициент безопасности; N и п — мощность вл. с. и обороты в ми- нуту. Если на самолете установлены ЖРД или ПВРД, то реактивный момент от- сутствует, так как у них нет вращающихся деталей (турбин, компрессоров, винтов). Гироскопический момент вращающихся масс реактивного двигателя возни- кает при криволинейном полете, при взлете и посадке, когда продольная ось самолета изменяет свое положение в пространстве (вращается). Действие гиро- скопического момента проявляется в поднимании или опускании носа самолета, в заворачивании вправо или влево в зависимости от направления момента. Гироскопический момент, действующий на самолет, обращается в нуль, если на самолете установлены два ГТД , турбины которых вращаются в разные сторо- ны относительно параллельных осей, симметрично расположенных по отношению к продольной оси самолета. Величина гироскопического момента находится по формуле МГИр = ах <о; sin (<ах со;). где 1р — полярный момент инерции воздушного винта и вращающихся масс дви- гателя; Их — угловая скорость вращения частей двигателя; И; — угловая ско- рость вращения летательного аппарата относительно t-й оси (у или z). Гироскопический момент стремится повернуть ось двигателя к i-й оси так, чтобы при совпадении и и; вращение летательного аппарата и двигателя со- вершалось в одну сторону. Угловая скорость вращения летательного аппарата находится по формуле «г = 8,45|/ , где п^акс — коэффициент перегрузки соответствующего случая нагружения; р — удельная нагрузка на крыло. Требования к подвеске двигателя. Система крепления двигателя (подвеска) самолета, кроме воспринятая нагрузок, должна: обеспечивать простоту замены двигателя и свободный подход к его агрега- там в процессе эксплуатации; поглощать вибрации, возникающие при работе двигателя; обеспечивать перемещение двигателя без деформации его конструкции при нагреве. 4. Нагрузки, действующие на шасси При стоянке самолета на шасси действуют стояночные усилия (вес самолета и реакция земли). Эти усилия определяются разнесением из центра тяжести самолета его веса G на колеса шасси. Сумма реакций земли по условию равнове- сия равна весу самолета 2Рст 4-^ст = С, где РСт — стояночное усилие на колесо главной ноги; Ист — стояночное усилие на колесо передней или хвостовой ноги. Величины усилий Рст и ЯСт зависят от расстояния между рассматриваемой опорной точкой и центром тяжести самолета и равны (рис. 2.7): „ d с 2Рст= ~~7 G> Ист— Г~7 О. c-[-d c-[-d
Для шасси с носовым колесом Рст — 0,4G, для шасси с хвостовым колесом Рст “ 0,450. В момент посадки на самолет действует вертикальное ускорение /, направ- ленное вверх (на гашение вертикальной скорости Vy), которое тем'больше, чем меньше обжатие амортизации (чем выше ее жесткость), т. е. чем меньше путь, на протяжении которого гасится вертикальная скорость. Наличие ускорения j вызвано реакциями земли при посадке, следовательно, нагрузки при посадке за- висят от жесткости амортизации. Обозначая силу, действующую на шасси при посадке в случае Е, через Р^ = — 2РЭ + Иэ (рис. 2.7, а), а отношение ее к весу G самолета — через пЕ (коэф- фициент эксплуатационной перегрузки случая £), получим Так как распределение силы между главными колесами и передним колесом (хвостовым) такое же, как и распределение веса G (стояночной нагрузки на шасси), то Э _ Рэ _ Иэ Е Р ст Ист ИЭ = РстпЕ’ где Р3 и Рст — эксплуатационное и стояночное усилия на одну главную ногу; Иэ и Ист — эксплуатационное и стояночное усилия на переднюю или хвосто- вую ногу. У современных самолетов гРЕ может доходить до 3,5. При пробеге по аэродрому и ударе о кочку (льдину) может произойти перед- ний удар (рис. 2.7, б). Такое нагружение соответствует случаю С норм прочности. При торможении колес главных ног на них действует горизонтальная сила трения Тэ (рис. 2.7, в) •— случай Т. Рис. 2.7. Нагрузки, действующие на шасси самолета: я —в момент посадки самолета на три точки; б — при ударе о кочку; в — при торможении колес главных ног шасси; г — при посадке со сносом 90
При посадке со сносом на шасси действуют боковые силы F^ (рис. 2.7, г). Отношение силы F3R к полетному весу самолета называется коэффициентом эксплуатационной перегрузки случая При развороте самолета иа земле на стойку ноги шасси может воздействовать крутящий момент Л4®р. Перечисленные нагрузки вызывают осевые усилия в стойке, изгиб ее в двух плоскостях и скручивание. 5. Акустическое нагружение самолета в полете С увеличением мощности (тяги) двигателей и скорости полета возросла ин- тенсивность акустических полей (нагрузок) , генерируемых самолетными источ- никами сильного шума: реактивной струей двигателя, пульсацией давления в пограничном слое, срывом потока и др. Физическая природа акустических нагрузок. Физическая природа образо- вания акустических нагрузок на самолете связана с турбулентностью в потоке. Турбулентное смешение завихренных частиц газа (воздуха) с окружающей сре- дой создает сложную систему трехметровых звуковых волн расширения и сжатия, распространяющихся в воздухе со скоростью звука. Уровни звуковых, давлений. Уровни звуковых давлений (акустических на- грузок) на современных самолетах достигают 200 кГ/мъ и зависят от мощности источника шума и места его расположения. Если ГТД установлены на крыле, то зоны максимальных акустических нагрузок от реактивной струи на поверхности фюзеляжа и вблизи задней кромки достигают 155—160 дб и около 150—155 дб на поверхности хвостового оперения. Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа снижает нагрузки на кры- ло и часть фюзеляжа, находящуюся впереди ГТД, но нагрузки на хвостовое опе- рение при этом могут возрасти. Нагрузки от реактивной струи максимальны на номинальных и взлетных режимах. Акустическая нагрузка В полете. В полете на дозвуковых скоростях вслед- ствие образования спутного потока акустические нагрузки от реактивной струи резко уменьшаются. На режимах сверхзвукового полета действие их прекращает- ся вовсе, так как генерируемые струей звуковые волны имеют меньшую скорость распространения, чем скорость движения самолета, и поэтому не достигают его поверхности. Однако с увеличением скорости полета увеличивается уровень акустических нагрузок, вызванных турбулентностью потока, обтекающего само- лет. В пограничном слое уровни этих нагрузок составляют 140—145 дб. При на- личии срыва, например, на треугольном крыле или с плохо обтекаемых частей конструкции они могут возрасти до 160—162 дб. Вибрации высокой частоты. В отличие от других видов переменных нагрузок, действующих на самолет, акустические нагрузки обладают очень широкими спектрами частот от единиц герц до десятков килогерц и беспорядочным (случай- ным) изменением во времени и пространстве. Под действием таких нагрузок в тонкостенных элементах конструкции самолета, например в обшивке, возбуж- даются интенсивные вибрации высокой частоты. По величине они близки к соб- ственным частотам изгибных колебаний участков обшивки (панелей), заключен- ных между подкрепляющими элементами (стрингерами, нервюрами, шпангоута- ми). Совпадение частот акустической нагрузки, имеющей непрерывный спектр, с собственными частотами панелей дает множество местных резонансов в конст- рукции, а в отдельно взятой панели возможны резонансные колебания не с одной, а одновременно с несколькими собственными формами колебаний. Отстройка от резонанса. Непрерывность акустических нагрузок и высокая плотность собственных частот конструкции не позволяют в процессе проектиро- 91
вяния самолёта осуществить полную отстройку обшийкй оТ резонансных явле- ний. Вследствие этого некоторые участки обшивки, обладая достаточным по обыч- ным критериям запасом прочности, могут оказаться недостаточно прочными к воздействию акустических нагрузок. Усталостные повреждения (трещины). Иногда в конструкциях,'которые ра- нее проектировались без учета акустических нагрузок, отмечаются усталостные повреждения в виде трещин. Эти трещины в обшивке не следует отождествлять с разрушением конструкции, но повреждения следует контролировать и прини- мать меры к их устранению, иначе они могут привести к серьезным последствиям. Вибростойкие соединения. Для увеличения долговечности самолетных конструкций при акустическом нагружении применяют различные вибростойкие соединения обшивки с силовым набором •— клеевые и клеезаклепочные соедине- ния, сотовые панели, многослойные клеевые панели и др. 6. Циклическая нагрузка Разрушение от усталости происходит в том случае, если усилия, действую- щие на детали, и напряжения, испытываемые материалом, меняются цикличес- ки, например от наибольшей до наименьшей величины, а затем снова до наиболь- шей. Так, точки поперечного сечения нагруженной оси вала турбины, переме- щаясь при вращении, испытывают попеременное сжатие и растяжение. Ось тур- бины, изгибаемая собственным весом вала и весом насаженного на нее диска выпуклостью вверх (рис. 2.8, а), при каждом обороте переносит точку А, находя- щуюся на поверхности вала, из сжатой зоны (заштрихованной на рис. 2.8, а) в растянутую, а затем снова в сжатую. Соответствующие последовательные по- ложения точки А обозначены на рис. 2.8, а через Alt А2 и А3. На рис. 2.8, б приведен график, на кото- ром по вертикали отложена величина напря- жения о в точке А (т. е. усилие, приходящееся на один квадратный сантиметр площади сече- ния вала), а по горизонтали — число оборотов, где показана графическая картина изменения напряжения в точке А за один оборот. Цикл. Смена напряжения от одного зна- чения до следующего такого же (например, от наибольшей до следующей наибольшей ве- личины) называется циклом. Время, занимаемое одним циклом, обоз- начается через Т и называется периодом. Характер изменения циклической нагруз- ки. На рис. 2.9 показаны графики, соответ- ствующие различному характеру изменения оси вала турбины Рис. 2.9. Графики циклической нагрузки: а — симметричный цикл; б — несимметричный цикл; в — пульсирующий цикл 92
циклической нагрузки. Наибольшее а— ------------------------—j—- нормальное напряжение цикла обозна- ---- - — —i 1 чается через омакс, наименьшее— через ~~~~----------------ч?Г~ °мин, а среднее напряжение <гср цикла, ' — ^макс+^мин равное оср =-----—-----, и амплитуда 2 Рис. 2.10. Колебание балки <та изменения напряжения во время цикла, т. е. отклонение его от величины среднего напряжения <гср- Если переменные напряжения — касательные, они обозначаются соответст- венно: Тмакс, Тмин> Ten и та. Вариации цикла. В зависимости от соотношения величин наибольшего и наи- меньшего напряжений цикл может быть: симметричным (рис. 2.9, а), когда омакс равно по величине и противоположно по знаку стмин; несимметричным (рис. 2.9, б), когда омакс не равно <гмин; пульсирующим (отнулевым), когда оМин — 0. Наиболее опасный цикл. Наиболее опасным, с точки зрения возможности разрушения детали, является симметричный цикл. Ему подвержены вращаю- щиеся валы различных машин от действия постоянной вертикальной нагрузки (от собственного веса). Так как омин в сжатой зоне равно омаКс в соответствующих точках растянутой зоны, то в любой точке поперечного сечения при каждом обо- роте имеет место полный симметричный цикл изменения напряжения. Несимметричный цикл смены нормального напряжения испытывает балка, прогнувшаяся под действием силы в положение b и предоставленная после сня- тия груза сама себе (рис. 2.10). При колебаниях оси балки вокруг положения с (из положения b в положение а) напряжения, возникающие в точках сечения, ме- няются по величине, но не по знаку, так как в обоих положениях балка изогну- та выпуклостью вниз и сжатая зона находится выше оси балки, а растянутая — ниже. Пульсирующий (отнулевой) цикл смены нормальных напряжений испыты- вает пружина клапанного механизма поршневого двигателя. При прохождении кулачка (эксцентрика) над клапаном сжимающие напряжения, передаваемые тарелочкой пружине, возрастают от нуля до наибольшей величины, а затем сно- ва убывают до нуля. Коэффициент асимметрии цикла. Величина г = мин называется коэф- стмакс фициентом асимметрии цикла. Тогда для симметричного цикла, где омакс = —амин> величина г = —1, для пульсирующего цикла г = 0. Число перемен, необходимое для разрушения, при не слишком больших циклических напряжениях велико; оно должно достигать нескольких миллио- нов. Но, эта кажущаяся огромной цифра легко достигается за сравнительно не- большой промежуток времени. Например, если вал совершает 1000 об/мин и за каждый оборот происходит 5 миллионов циклов, вал должен непрерывно вра- щаться всего в течение трех с половиной суток: 5-Ю8 103 = 5000 мин = 3,5 суток. Ниже приведено примерное число циклов (в млн) смены напряжений, кото- рое испытывают элементы некоторых конструкций за время их службы: Балка проезжей части моста .............................. 40 Оси вагонов ............................................. 50 Валы бензиновых насосов.............................: : 120 Штоки паровых машин..................................... 1 000 Лопатки газовых турбин................................ 250 000 Число циклов, необходимое для разрушения детали, увеличивается с умень- шением величины переменного напряжения. При очень малых напряжениях разрушение не произойдет при любом, сколь угодно большом числе циклов. 93
4 2. НОРМЫ ПРОЧНОСТИ, ЖЁСТКОСТИ Й ПЕРЕГРУЗКИ 1. Нормы прочности В полете самолет может подвергнуться различным нагрузкам величиной от максимального положительного до максимального отрицательного значения. Чтобы при расчете на прочность конструкции самолета или его частей не произ- водить в каждом случае специальных исследований для определения расчетных нагрузок, выбраны положения самолета, характеризующие наиболее тяжелые условия в работе его частей, которые называются расчетными случая- ми и обозначаются буквами латинского алфавита А, В, С ... и т. д. Применитель- но к каждому элементу расчетный случай обозначается латинской буквой и ин- дексом элемента, например: Вк — случай В для крыла; Ас.у — случай А для силовой установки и т. д. Эксплуатационные перегрузки п3 устанавливаются в за- висимости от назначения самолета, его веса G и максимальной скорости горизон- тального полета Умакс (рис. 2.11). Нормы прочности разработаны ЦАГИ на основе учета опыта отечественного и зарубежного самолетостроения и новейших данных науки. Рис. 2.12 дает наглядное представление о возможных траекториях полета, соответствующих указанным расчетным случаям. На рис. 2.13. показана норми- рованная зависимость су от q с разметкой расчетных случаев и коэффициентов эксплуатационных перегрузок. На рис. 2.14 нанесены поляры, на которых от- мечены расчетные случаи. Классы самолетов. Согласно нормам прочности самолеты делятся на три класса: — класс А — маневренные (истребители), класс Б — ограниченно ма- невренные (бомбардировщики среднего веса) и класс В — неманевренные (транс- портные самолеты и тяжелые бомбардировщики). Коэффициент эксплуатационной перегрузки. Для каждого случая нормы прочности задают коэффициент эксплуатационной перегрузки /г|,акс в зависи- ма мости от класса самолета и коэффициента безопасности f — где пр — расчет- ная перегрузка и п3 — эксплуатационная перегрузка. По данным зарубежной печати, для гражданских самолетов п^акс не превышает 3,5; а для истребителей "макс Достигает 7—9. Случай А — криволинейный полет при угле атаки, которому соответствует Су макс и наибольшее значение эксплуатационной перегрузки пэА = "макс- Коэф- фициент безопасности f = 1,5. Этот случай имеет место при выполнении горки, при выходе из пикирования и планирования, при воздействии мощных восходя- щих потоков воздуха на самолет в гори- Рис. 2.11. Эксплуатационные пере- грузки в зависимости от веса само- лета и его максимальной скорости зонтальном полете и др. Случай А' — криволинейный полет с такой же перегрузкой, как и в случае А, но при наибольшей возможной или допустимой скорости Умаксмакс самоле- та. Для истребителей скорость этого случая соответствует скорости пикирова- ния, коэффициент Су меньше, чем су макс, а коэффициент / = 1,5. Этот случай вве- ден потому, что суммарная нагрузка на крыло здесь такая же, как в случае А, но распределение нагрузки при малых углах атаки из-за влияния сжимаемости; воздуха другое: центр давления сдви-; нется назад, и элементы крыла, рас-1 положенные к задней кромке, натру-’, жаются больше, чем в случае А; изме-а няется также распределение нагрузки? по размаху крыла. 94
Случаи О Рис. 2.12. Возможные траектории полета для расчетных случаев Случай В. Криволинейный полет при малых углах атаки с одновременным отклонением элеронов. При этом пэв = 0,5п®акс; 7=<7маис макс! f = 2,0. Возмож- ные траектории для случая В те же, что и для случая А'. Случай В возникает на больших скоростях; перегрузки здесь меньше, чем в случае А' из-за меньших углов атаки. Случай В введен как расчетный вследствие больших крутящих мо- ментов, получающихся в результате смещения назад центра давления. Случай С — пикирование с углом атаки, при котором подъемная сила само- лета равна нулю (су = 0) и элероны отклонены; q = 9максмакс; t = 2. Случай С характеризуется действием больших крутящих моментов. Распределение аэро- динамической нагрузки в сечении крыла (рис. 2.15) образует пару сил. Случай D — криволинейный полет при угле атаки, соответствующем мини- мальному отрицательному коэффициенту подъемной силы су мия; пв = —0,5п^; 7=1,5. Случай D' — также соответствует отрицательной подъемной силе, но только при полете с большой скоростью и, следовательно, с меньшим коэффициентом Су паю Сумин Рис. 2.13. Нормированная завися мость cv от q /I Рис. 2.14. Поляра с отмеченными рас- четными случаями 95
(—Су), чем в случае/). Этот вид нагружения характеризуется перемещением центра дав- ления назад по хорде. При этом n3D, = naD ; f ~ 1,5; q = 0,8 7 мак с макс-. Случай Е — грубая посадка на три точки. Самолет находится в стояночном положении. К шасси приложена сила РЭЕ = n3G. Величина п зависит от качест- ва амортизации. Рис. 2.15. Распределение расчет- Максимально возможный скоростной ной нагрузки в сечении крыла напор «/максмакс задается как предельно в случае С допустимый напор при пикировании или крутом планировании (для неманевренных самолетов с работающим двигателем). Он несколько превосходит максимальный скоростной напор горизонтального по- лета 9MaKc- Условия для определения величины «/максмакс задаются нормами прочности. Скоростным напором <?макс макс определяется поверхностная нагрузка кры- ла, оперения, фонаря, щитков и др. От скоростного напора <7макс макс зависит и величина нормируемой перегрузки. 2. Нормы жесткости Если прочность конструкции характеризуется напряжениями в ее элементах, то жесткость характеризуется деформациями. Конструкция самолета должна обладать не только достаточной прочностью, но и жесткостью, чтобы под действием внешних нагрузок не искажались внешние формы самолета, а характеристики устойчивости и управляемости изменялись в допустимых пределах. Колебания и вибропрочиость. Конструкция самолета не должна допускать появления колебаний типа флаттер, бафтинга и т. д., а также должна удовлетво- рить условиям вибропрочности, которые связаны с деформацией. В соответствии с этим нормы жесткости регламентируют величину нагрузки, в пределах которой не должно быть потери устойчивости обшивки и остаточных деформаций кон- струкции. Устанавливаются допустимые величины углов закручивания и относитель- ных прогибов г/макс// (здесь ^маис и I — максимальный прогиб и длина соответст- вующего элемента конструкции). Нормируется эффективность рулевых поверх- ностей, а также величины критических скоростей автоколебаний несущих по- верхностей. Жесткость отдельных частей самолета назначают исходя из условий работы этих частей. Так, например, жесткость створок шасси, посадочных и тормозных щитков должна быть достаточной, чтобы при их закрытии сработали все замки, а в закрытом положении не образовывались щели при действии отсасывающей нагрузки. Обеспечивается достаточная жесткость узлов крепления агрегатов, проводки управления и др. Легкость конструкции. Удовлетворяя требованиям прочности и жесткости, конструкция самолета должна быть возможно более легкой, так как даже незна- чительная экономия веса улучшает летные характеристики самолета и повышает его экономичность, позволяет увеличить полезную нагрузку. Уменьшают вес конструкции путем правильного распределения материала в сечениях, т. е. до- биваясь равнопрочности конструкции, а также применяют лучшие материалы, уменьшают количество и размеры несиловых деталей и др. Влияние аэродинамического нагрева. Учитывают изменение физико-механи- ческих свойств материала конструкции вследствие аэродинамического нагрева при больших скоростях полета, который происходит из-за торможения потока поверхностью самолета, 96 i
Коэффициент напряженности P/ab (где Р — действующая сила, а и b — два размера конструкции) имеет размерность напряжения кГ/см? и служит для выбора расчетного напряжения. Согласно нормам жесткости, для сжатой стойки коэффициент напряженности равен РИД (где L — длина стойки), для панели — Р/BL (где L —длина, В — ширина панели), для круглой оболочки, работаю- щей на изгиб, — М.1Д2 (где М — изгибающий момент, Д — средний диаметр обо- лочки). 3. Нормы летной годности гражданских самолетов (вертолетов) СССР Нормы летной годности гражданских самолетов и вертолетов представляют собой комплекс требований на изготовление, эксплуатацию и ремонт авиацион- ной техники. Они обусловливают соглашения между заказчиком и изготовителем и являют- ся требованиями (техническими условиями) по следующим вопросам: по обеспечению безопасности полета; летным характеристикам, устойчивости и управляемости; прочности и жесткости конструкции; конструкции самолета, его систем и агрегатов; конструкции двигателя, его систем и агрегатов; систем силовой установки и противопожарной защиты самолетов; к оборудованию самолета и вертолета и их двигателям и др. Назначение и применение норм. Нормы летной годности гражданских само- летов и вертолетов содержат требования и общие указания, выполнение которых обязательно для допуска к эксплуатации пассажирских и транспортных само- летов и вертолетов. Этим нормам должны удовлетворять также агрегаты, воз- душные винты, бортовые системы, приборы, несущие и рулевые винты, транс- миссии, оборудование и другие изделия авиационной техники. Нормы летной годности распространяются на гражданские самолеты и вер- толеты, предназначенные к эксплуатации в СССР, независимо от того, в какой стране эти самолеты были построены. В технические требования к новому или модифицированному самолету заказчик имеет право дополнительно включать только такие требования, выполнение которых не приводит к снижению общего уровня безопасности полетов летательных аппаратов. Объем минимальных проверок. Каждый самолет, опытный или модифици- рованный, до начала эксплуатации должен пройти следующие виды испытаний: заводские; государственные; эксплуатационные; дополнительно специальные в необходимых случаях. Программы заводских испытаний разрабатываются конструкторским бюро (КБ) совместно с испытательными организациями изготовителя и согласовывают- ся с заказчиком. Программы государственных и эксплуатационных испытаний разрабатываются испытательными организациями заказчика с учетом предло- жений промышленности. Разрешение на эксплуатацию авиационной техники. Гражданские самолеты и вертолеты могут быть допущены к эксплуатации только при наличии у эксплуа- тирующих организаций надлежащим образом оформленных: свидетельства о го- сударственной регистрации; удостоверения о годности самолета или вертолета к полетам. Документы, разрешающие эксплуатацию авиационной техники, должны быть получены: а) для каждого образца нового или модифицированного самолета (вертоле- та) или изделия авиационной техники; б) для каждого экземпляра самолета или изделия авиационной техники, изготовленного по этому образцу на различных заводах-изготовителях; в) при продлении срока службы самолета (вертолета, изделия) во время эксплуатации; г) после ремонта, если с ним связано коренное изменение конструкции или изменение летных качеств самолета (вертолета), выходящее за пределы техни- ческих условий. 4 Зак. 223 97
4. Испытания самолетов на прочность и жесткость Прочность и жесткость конструкции проверяют статическими, динамичес- кими и летными испытаниями самолета. Если в результате испытаний обна- руживают отступления от норм прочности и жесткости, конструкцию до- рабатывают. Статические испытания самолета и отдельных его частей проводятся в целях: установления соответствия между расчетной Рр и разрушающей Рразр на- грузками конструкции, т. е. проверки коэффициента безопасности. Надо, чтобы ^разр > РР', проверки отсутствия остаточных деформаций при эксплуатационной нагруз- ке. При f — 1,5 эксплуатационная нагрузка равна 67% расчетной; выявления жесткости конструкции путем замера общих и местных дефор- маций; установления действительного напряженного состояния в отдельных сече- ниях конструкции и ее элементах для проверки правильности расчетов. Статическим испытаниям подвергают опытные и периодически серийные самолеты или их отдельные агрегаты с целью проверки, не уменьшилась ли проч- ность и жесткость при изменениях, вносимых в конструкцию в процессе ее про- изводства. Лаборатория для статических испытаний. Статические испытания проводятся в специальных лабораториях, имеющих мощную железобетонную подушку, на которой монтируются специальные колонны и арки, мостовые краны, силовоз- будители и измерительная аппаратура. Здесь также могут испытываться отдельные агрегаты и детали самолета и самолеты в целом. Воздушная нагрузка имитируется посредством парусиновых лямок и ры- чажной системы, позволяющей соответствующим выбором плеч осуществить необходимое распределение нагрузки по поверхности самолета. Деформации конструкции замеряют нивелирами, рейками, подвешенными к конструкции, и другими способами. Напряжения замеряются механическими или электрическими тензомет- рами. Нагружение конструкции при статических испытаниях. Перед контрольным испытанием конструкцию предварительно обтягивают (нагружают) нагрузкой, составляющей 30—40% разрушающей. После этого нагрузку прикладывают эта- пами по 10—15% разрушающей, доводя ее до эксплуатационной с последующей разгрузкой. При этом конструкция не должна иметь остаточных деформаций. Затем конструкцию доводят до разрушения, причем в процессе испытаний вплоть до величины нагрузки Рр не должно быть местных нарушений прочности. Повторные статические испытания самолета или отдельных его частей на повторно-статические нагрузки служат для выяснения возможного числа нагру- жений с малой частотой, пр Рис. 2.16. Зависимость раз - рушающей нагрузки Рразр от изменения числа циклов N и котором конструкция разрушается от нагрузки, близкой к эксплуатационной. Это число загруже- ний должно быть не меньше нормированного. Данные испытаний показывают, что с возраста- нием числа циклов N убывает разрушающая нагрузка Рразр (рис. 2.16). Процесс испытаний. Нагрузка прикладывается через рычажную систему по- средством динамометров с автоматическим пе- реключением. Число циклов регистрируется счетчиками. Испытания проводятся непрерывно до разрушения. Испытания конструкций на одновременное действие нагрузки и внутреннего давления, например, геометрических кабин фю- зеляжа проводят в специальных бассейнах. Усталостные испытания частей самолета и отдельных его агрегатов проводятся для провер 98
ки числа^циклов перемен знака нагрузки в процессе ее вибрации с большой частотой, при которых конструкция разрушается от усталости. Высокочастот- ная нагрузка осуществляется вибраторами. При этих испытаниях нагрузка, прикладываемая к конструкции, значительно меньше Рр. Динамические испытания самолета бывают двух видов. К первому виду от- носятся испытания, проводимые для проверки прочности конструкции при дина- мическом приложении нагрузки, а также испытания, выявляющие область опасных резонансных и самовозбуждающихся вибраций. К ним относятся много- кратные копровые испытания шасси при эксплуатационных нагрузках (при этом конструкция шасси должна без разрушений выдержать нормированное число оборотов). Ко второму виду динамических испытаний относится определение форм и частот как собственных, так и вынужденных колебаний частей самолета для последующего уточнения расчетов критических скоростей автоколебаний и уст- ранения возможных резонансов, а также испытания в аэродинамических трубах динамически подобных моделей для уточнения критических скоростей. Динами- ческие испытания проводятся в специальных лабораториях, а показания при ис- пытаниях измеряются осциллографами с применением электротензодатчиков различного типа. Испытания на эксплуатационную надежность проводятся для проверки дей- ствия всех механизмов и систем самолета. Для этого производится многократный подъем и выпуск шасси, открытие и закрытие щитков, закрылков крыла, тормоз- ных щитков, створок различных отсеков, открытие — закрытие и аварийный сброс фонарей, катапультирование сидений, сбросы подвесных баков и др. Испы- тания проводятся вначале на специальных стендах, а затем на самолете. В про- цессе этих испытаний соответствующие механизмы, если возникает необходи- мость, дорабатываются. Температурные условия при статических и динамических испытаниях сверх- звукового самолета воспроизводят обогревом испытываемой части конструкции. Для этого применяют, например, кварцевые лампы с инфракрасным излучением и с аппаратурой для регулирования температурного поля, обдув горячим возду- хом (струей газов) и т. д. Температура конструкции измеряется термопарами, а напряжения — электротензодатчиками. Летные испытания самолета проводятся для определения величин перегру- зок и уточнения распределения воздушной нагрузки, выяснения распределения поля температур, исследования напряженного состояния отдельных частей кон- струкции в летных условиях, изучения условий возникновения и природы авто- колебаний и для других целей. Показания приборов в полете записываются раз- личными самопишущими приборами, установленными на самолете, или пере- даются на землю по каналам телесвязи. Например, для измерения перегрузок служит прибор, называемый акселерометром. г. Для измерения общей перегрузки акселерометр" помещают вблизи центра тяжести самолета либо показания берут с двух приборов, расположенных на раз- личных расстояниях от ц. т. По этим показаниям перегрузки в произвольной точ- ке определяют и в его ц. т. 5. Факторы, влияющие на величину маневренных перегрузок самолета Для современных скоростей теоретическое значение пмакс может достигать 40—50. Однако в реальных условиях полета невозможно получить максимальные перегрузки, так как су увеличивается не мгновенно, а скорость самолета при этом успевает несколько уменьшиться. Это объясняется инертностью самолета, неко- торыми характеристиками его устойчивости и ограниченной несущей способ- ностью оперения. На самолетах без гидроусилителей (бустеров) в управлении фи- зические возможности летчика накладывают ограничения на углы отклонения ру- лей, что также приводит к снижению максимально возможной перегрузки. Влияние расположения центра давления. На перегрузку самолета влияют Деформации частей его конструкции, которые изменяют подъемную силу и углы атаки. Так, например, если центр давления (ц. д.) крыла расположен впереди его 4* 99
п 20 10 12 8 4 О 1 2 5 4 t,ce» Рис. 2.17. Пределы переносимости человеком перегрузок в зависимо- сти от положения тела н тока крови: 1 — направление перегрузки; 2 — на- правление тока крови оси жесткости, то углы атаки замечет кру- чения крыла увеличиваются и перегрузка возрастает уже при меньших усилиях на ручке управления. Если же ц. д. нахо- дится сзади оси жесткости, то увеличение перегрузки не произойдет, поскольку углы атаки за счет кручения крыла будут умень- шаться. Эффект деформации. Уменьшается пе- регрузка при деформациях стреловидного крыла от изгиба. Деформации фюзеляжа, оперения и системы управления самолетом уменьшают эффективность оперения, что также затрудняет получение больших пе- регрузок. Физиологические возможности летчи- ка. Для маневренных самолетов наиболее существенным фактором, ограничивающим перегрузки, являются физиологические возможности летчика, который способен выдерживать перегрузки не выше опреде- ленных величин в зависимости от продол- жительности действия и направления пере- грузки. Из рис. 2.17 следует, что при кратковременном действии (доли секунды) летчик способен выдерживать перегрузку в направлении «голова— таз» больше 20, при длительном действии (3—4 сек) не более 8. Применение противоперегрузочного костюма. Для повышения способности летчика выдерживать высокие перегрузки применяется противоперегрузочный костюм, состоящий из пояса и ножных захватов, в которые подается сжатый воз- дух. Давление в поясе и захватах, автоматически устанавливаемое в зависимо- сти от перегрузки, регулирует циркуляцию крови в организме и тем самым поз- воляет летчику выдерживать более высокие перегрузки (на 1,5—2 единицы боль- ше, чем без противоперегрузочного костюма). Длительные отрицательные пере- грузки переносятся летчиком с трудом, если они по величине превышают единицу. Направление действий перегрузок. При нормальной перегрузке, когда ус- корение направлено вверх, инерционная сила направлена вниз, летчика прижи- мает к сиденью. В криволинейном полете возможны обратные перегрузки, когда ускорение направлено вниз, а инерционная сила вверх и летчика отрывает от сиденья, когда самолет входит в пикирование. При современных скоростях полета и резком изменении их (торможении, раз- гоне) возможны значительнее перегрузки в направлении «спина — грудь», ко- торые, однако, легче переносятся человеком. Наступление болезненного явления. Результаты специальных исследований показывают, что при нормальном положени летчика в самолете уже при перегруз- ке 5—7, действующей в течение 3—4 сек, наступают болезненные явления (в ле- жачем положении действие перегрузки величиной 14—18 в течение большого про- межутка времени летчик переносит значительно легче). Ниже приводятся перегрузки при выполнении различных фигур пилотажа самолета: Боевой разворот........................................3—4 Спираль................................................3—4 Бочка..................................................4—5 Петля Нестерова........................................3—6 Полупетля с переворотом................................4—5 Штопор.................................................2—3 Вираж ...................................................3—4 Как видно из указанных данных, перегрузки не превосходят 6. Связь перегрузки с весомостью. Величина и направление перегрузки харак- теризуют собой состояние весомости тела. Так, например, если действующая на 100
человека перегрузка в направлении «таз — голова» равна единице, то имеет мес- то нормальное состояние весомости, если такая перегрузка равна пулю, — воз- никает состояние невесомости. При баллистическом полете на больших высотах перегрузка летательного аппарата равна нулю, что объясняется отсутствием ка- ких-либо поверхностных сил. 6. Перегрузка в произвольной точке самолета Перегрузка в какой-либо произвольной точке самолета может отличаться от перегрузки в его центре тяжести, так как ускорения в разных точках самолета по величине и направлению могут быть различными. Проекции перегрузки z-й точки на ось координат находим по следующим фор- мулам: X X niy=fh/Q+&z~ ; = , где nXQ, пуо и п2о — составляющие перегрузки в центре тяжести самолета; <Лу и (j>, — угловые скорости; х — удаление точки 1 от ц. т. самолета; g — ускорение силы тяжести; г-у и г2 — угловые ускорения. На рис. 2.18, а, б изображены силы, действующие па фюзеляж самолета, и распределение перегрузок пу вдоль оси фюзеляжа. Ао’ /у0 и Ао — составляющие ускорения в ц. т. самолета. § 3. РАЗРУШЕНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ 1. Усталостные разрушения Нагрузка, меняющаяся через одинаковые промежутки времени на одну и ту же величину, называется периодически переменной или циклической. Основной сравнительной характеристикой прочностных свойств материала при статических нагрузках является предел прочности. Разные металлы имеют различный предел прочности (ов). Например, сталь марки 35ХГСА имеет предел прочности 165 кГ/мм1 2. Разрушение от усталости. Если образец, изготовленный из стали 35ХГСА, подвергнуть циклическому сжатию и растяжению, то он разрушится при напря- жении, значительно меньшем, чем предел прочности. Так, образец из стали 35ХГСА после определенного числа циклов повторных нагрузок разрушится при напряжении 50—65 кГ/мм2, а не 165 кГ/мм2, как это происходит при стати- ческой нагрузке. Разрушение, вызванное циклическими нагрузками, называется разру- шением от усталости. Кроме того, элементы машин, обладающие при обычных статических испыта- ниях хорошими пластическими качествами — удлинением, сужением, сопротив- лением удару — при циклических нагрузках могут от усталости разрушиться без видимых остаточных деформаций так, как будно они выполнены из хрупкого ма- териала. Установлено, что чем меньше напряжение, тем большее число циклов выдер- жит образец до разрушения (рис. 2.19). Предел выносливости. Исследования также показывают, что для большин- ства черных металлов существует максимальное напряжение, при котором ма- териал не разрушается при любом числе циклов. Такое напряжение называется пределом усталости или пределом выносливости. 101
Условный предел выносливости. Для многих цветных металлов и сталей, закаленных до высокой прочности, не удается получить предел выносливости. Поэтому для таких материалов ввели понятие условного предела выносливости. За эту величину принимают напряжение, при котором образец выдерживает 108 циклов. В этом случае говорят, что база для испытаний принимается 108 циклов. Предел выносливости сталей и цветных металлов. Предел выносливости обозначается через аг, где индекс г — величина коэффициента асимметрии цикла- Так, например, о_1— предел выносливости для симметричного цикла (г = —1), о0 — предел выносливости для пульсирующего (отнулевого) цикла (г = 0). Для сталей предел выносливости при изгибе приближенно принимают рав- ным половине предела прочности, т. е. о_1 = (0,4 4-'0,5)ов, а для цветных ме- таллов О'-! == (0,25 4- 0,5)ов (табл. 2.1). Таблица 2.1 Пределы выносливости для некоторых марок металлов Марка металла tfg, кГ/см2 кГ/см2 (изгиб) Т_р кГ/см2 (касательные напряжения) Сталь 30 (незакаленная) Сталь 45 (незакаленная) Сталь ЗОХГС А (закаленная) Алюминиевый сплав АМц (термо- обработанный) 4800—6000 6000—7500 17000 1000—1900 2000—2700 2500—3700 7000 490—700 1100—1400 1500—2000 4000 Статическая выносливость. Усталостный характер носят разрушения кон- струкции и в случае нагружения ее большими повторными нагрузками при отно- сительно небольшой частоте их изменения (единицы или десятки циклов в мину- ту). Величина повторной нагрузки в этих случаях будет меньше максимально допустимой статической нагрузки одноразового действия, но значительно боль- ше предела выносливости. Сопротивляемость материала (или конструкции) боль- шим повторным нагрузкам при большой частоте их изменения называют ста- тической выносливостью. Перерывы (паузы) в работе металла. Замечено, что для многих углеродистых сталей пауза (перерывы) в работе улучшает сопротивление материала перемен- ным нагрузкам, и тем более, чем пауза продолжительней. Для специальных ста- лей перерывы не оказывают особого влияния на кривую выносливости. Перегрузка металла. В ряде случаев оказывается, что если образец в течение непродолжительного времени подвергать переменным напряжениям, превышаю- щим предел выносливости, то образец приобретает после этого новый, более низ- Рис. 2.18. Силы, действующие на само- лет (а), и распределение перегрузок пу вдоль оси фюзеляжа (б) Рис. 2.19. График зависимости на. пряжения о от числа циклов N 102
кий предел выносливости. Объясняется это тем, что при высоких напряжениях могут возникнуть ничтожные трещины, уменьшающие способность материала сопротивляться даже более низким усилиям. Это явление называется пере- грузкой металла. Случайные непродолжительные перегрузки менее страшны для металла, обладающего свойством испытывать значительные деформации без возникновения трещин. Такой металл рекомендуется применять, если деталь может подверг- нуться перегрузке. Недогрузка («тренировка») детали. Явление, противоположное перегрузке, получится, если образец предварительно подвергать переменным напряжениям, несколько более низким, чем предел выносливости; в этом случае образец приоб- ретает новый, более высокий предел выносливости. Это явление называется н е - догрузкой и соответствует как бы «тренировке» металла по отношению к пе- ременным напряжениям. Предварительной тренировкой металла можно поль- зоваться для довольно существенного повышения сопротивления детали пере- менным нагрузкам. При переменном кручении разрушение вызывают небольшие переменные на- пряжения. Усталостный излом происходит под углом 45° к оси вала. Если же пе- ременные напряжения при кручении велики (выше предела прочности) и вызы- вают остаточные деформации, то излом обычно перпендикулярен к оси вала. Исключение составляют детали с отверстиями, просверленными перпендику- лярно к осям деталей. В этом случае полый вал ломается от переменного круче- ния. Просверленное в нем отверстие вызывает наклонное к оси вала расположе- ние излома. Зарождение трещин. Возникновение усталостной трещины не обязательно начинается на поверхности детали. Иногда трещина зарождается внутри детали в том месте, где металл имеет какой-нибудь дефект, скажем, инородное мелкое включение или раковину. Природа усталостных процессов. Металлографическими исследованиями установлена следующая картина разрушения металла. Как при переменных, так и постоянных нагрузках в начальный период нагружения в металле возникают сдвиги. По мере роста нагрузки при статическом растяжении первоначальные сдви- ги практически не изменяются, а повышение нагрузки приводит к образованию новых сдвигов. С увеличением числа циклов нагрузки в металле новых сдвигов не образует- ся, а первоначальные сдвиги постепенно расширяются и превращаются в широ- кие полосы скольжения. Последующая деформация образца приводит к образо- ванию микротрещин внутри полос скольжения. Повторное нагружение образца сопровождается’образованием новых трещин, которые затем сливаются и обра- зуют трещины большой длины, видимые уже невооруженным глазом. Дальней- шее нагружение сопровождается развитием трещин до окончательного разруше- ния материала конструкции. Скорость развития трещины. При стационарном нагружении скорость раз- вития трещины зависит от уровня переменных напряжений. В тех случаях, когда нагружение осуществляется ступенями с последующим уменьшением нагрузки, рост трещины заметно задерживается (рис. 2.20, а), и, наоборот, при ступенчатом возрастании нагрузок трещины начинают увеличиваться с возрастающей ско- ростью (рис. 2.20, б). Рис. 2.20. Скорость развития трещи- ны в зависимости от уровня напря- жений: а — при ступенчатом нагружении: б — при стационарном нагружении; 1 — уменьшение нагрузки; 2 — до- полнительное уменьшение нагрузки; 3 — разрушение; 4 — повышение нагрузки; 5 — дополнительное повышение нагрузки; б — разрушение /V юз
Рис. 2.21. Разрушение образцов от растяжения: а — разрушение образца от статической нагрузки; б — раз- рушение образца при усталости Внешний вид усталостного излома. Ха- рактер разрушения от статических нагрузок и от усталости различен. В первом случае на образце образуется шейка и особенно в пла- стических материалах (рис. 2.21, а). При уста- лостном разрушении сокращения площади се- чения не наблюдается (рис. 2.21, б). К тому же поверхность усталостного из- лома, как правило, имеет две зоны: собствен- но усталостного разрушения и окончатель- ного разрушения (долома). Вид излома ха- рактеризуется мелкозернистостью металла, изменением его цвета и наличием гладкого как бы полированного участка, а зона долома имеет крупнозернистую структуру. Влияние температуры на усталостную прочность. С повышением температуры до общее снижение выносливости; при дальнейшем повы- выпосливость повышается и при температуре 250—300° С 100° С наблюдается шении температуры достигает максимума, а затем заметно уменьшается. Испытаниями также установлено, что при уменьшении температуры для всех сталей наблюдается общая тенденция к возрастанию изгибной усталостной проч- ности: при понижении температуры от комнатной до —78° С усталостная проч- ность для углеродистых сталей повышается на 20—40% и для легированных ста- лей на 5—10%. Более значительное повышение усталостной прочности в этих условиях наблюдается у ^большинства алюминиевых сплавов. 2. Причины возможного разрушения элементов авиационных конструкций При длительной эксплуатации могут разрушиться прежде всего те элемен- ты конструкции, на которые действуют значительные статические, динамические, вибрационные, температурные и акустические нагрузки. Как правило, разруше- ния начинаются с образования трещин. Трещины обычно'образуются в местах концентрации напряжений (отверстия, резкие переходы сечений, риски, забои- ны, места грубой обработки материала и т. д.). Разрушение элементов крыла. Результаты испытаний на повторные нагруз- ки самолетов с крыльями лонжеронной схемы, опыт их эксплуатации и ремонта показывают, что разрушения силовых элементов крыла происходят после боль- шого количества циклов повторных нагрузок. При этом перед окончательным разрушением силовых деталей, как правило, появляются начальные поврежде- ния элементов: трещины обшивки, заершенность и выпадание заклепок и др. Это указывает на снижение статической выносливости элементов конструкции крыла, вызванное воздействовавшими на них нагрузками. К наиболее часто встречающимся неисправностям относятся: ослабление заклепок; трещины кронштейнов крепления и качалок управления; люфты в под- шипниках подвески рулей; повышенный люфт навески створок шасси; коррозия беговых дорожек и тел качения подшипников и др. Неисправности фюзеляжа. Фюзеляж современного самолета испытывает значительные статические и динамические нагрузки. При осмотрах фюзеляжа тщательно проверяют состояние верхней и нижней поверхностей его (обшивки, заклепочных швов, окантовки люков, узлов креп- ления крыла и шасси и пр.), силовые элементы конструкции фюзеляжа. Часто встречающиеся неисправности: ослабление и заершенность заклепок; износ болтов крепления стабилизатора к фюзеляжу; ослабление и обрыв закле- пок окантовки люков; трещины на стенках шпангоутов и др. Состояние герметических кабин. Особое внимание при эксплуатации уделяют контролю за состоянием герметических кабин фюзеляжей и их остекления, так 104
как неисправности элементов конструкции герметических кабин могут привести к мгновенной разгерметизации кабины. Герметизирующие детали должны быть чистыми, целыми и герметичными, плотно лежать в желобах окантовки и постоянно очищаться от грязи и пыли. При обнаружении дефектов на резиновых уплотняющих элементах — трещин, вы- сыхания, набухания или механических повреждений наружной поверхности, манжеты или шланги заменяют, а сальниковые уплотнения герметических разъе- мов подтягивают либо заменяют. Внимательно следят за исправностью и чистотой регуляторов давления и предохранительных клапанов, не допуская попадания на них грязи, воды и снега. Дефекты на оперении. Под действием нагрузок на оперении могут появиться следующие неисправности: трещины на обшивке стабилизатора, ослабление и срез заклепок обшивки стабилизатора, разрушение болтов крепления стабили- затора и киля. При осмотре горизонтального оперения особое внимание обращают на обшивку корневой его части и узлы крепления стабилизатора, на узлы и об- шивку руля высоты, на несиловую обшивку стабилизатора и крепление баланси- ровочных грузов, оси подвески управления стабилизатором и т. п. Несплошности на узлах шасси. Большие нагрузки в процессе эксплуатации испытывает шасси самолета. Установка автомата тормозов резко увеличивает число циклов нагружений — периодически происходит торможение и расторма- живание колес шасси самолета. Поэтому появляются трещины в тех элементах шасси, которые воспринимают эти нагрузки, например, тормозные тяги и рычаги, коромысло тележки, узел крепления тормозной тяги на штоке амортизатора (для шасси с четырехколесной тележкой), подкосы, оси подвески стоек шасси, верх- няя часть стойки и др. На отдельных типах самолетов наиболее часто встречаются следующие не- исправности: трещины в верхних узлах стоек, на оси подвески шасси и на карда- не стойки; разрушение подшипника тяги системы поворота тележки главных ног шасси; трещины и разрушения тормозных рычагов тележки шасси, поводка гаси- теля колебаний передней стойки шасси и т. д. Неправильная зарядка амортизационной стойки рабочей жидкостью и газами может привести к увеличению нагрузок на элементы шасси и вызвать не только их поломку, но и поломку других элементов конструкции самолета. Пониженное начальное давление. При недостаточной за- рядке амортизационной стойки жидкостью или газами (пониженное давление) амортизация при расчетном ходе поршня может не погасить действующие на шасси нагрузки при посадке или разбеге самолета на взлете. Нагрузки в этом случае гасятся при ходе поршня, большем расчетного, что приводит к ударам амортизационной стойки об ограничитель ее хода и может вызвать поломку шасси. Повышенное начальное давление. При перезарядке амор- тизационной стойки жидкостью или газами (повышенное давление) амортизация будет жесткой, что также может привести к поломке отдельных узлов шасси. Детали шарнирно-болтовых соединений шасси работают в сложных условиях высоких удельных давлений, а также под воздействием попадающих в зазоры твердых абразивных частиц (песок), загрязнений. Так, например, во время убор- ки и выпуска шасси сопряженные детали шарниров взаимно перемещаются со скоростями трения порядка нескольких сантиметров в секунду при внешних нагрузках, обусловленных собственным весом шасси и аэродинамическими сила- ми сопротивления воздуха. В период руления, разбега самолета при взлете и пробеге на посадке в шарнирно-болтовых соединениях происходят небольшие перемещения трущихся поверхностей с малыми скоростями трения под действием зна- чительных внешних нагрузок, величина которых зависит_от взлетного и посадоч- ного весов самолета, состояния ВПП и техники пилотирования самолета. Попадание песка в шарнирные соединения, превышение нагрузок и непра- вильная техника пилотирования могут привести к преждевременному износу со- единений и выходу из строя деталей й агрегатов самолета. 105
Разрушения узлов управления. Управление самолетов (Тяги, качалки, агре- гаты) подвергается статическим и вибрационным нагрузкам. Под действием этих нагрузок в деталях системы управления могут появиться трещины, которые при дальнейшей эксплуатации в отдельных случаях приводят к разрушению тяг, качалок и кронштейнов, к снижению статической выносливости, а следовательно, и долговечности элементов конструкции системы управления самолетом (особен- но тяг из магниевых сплавов). Трещины в сварных соединениях. На современных самолетах имеется боль- шое количество деталей и узлов со сварными соединениями. К ним относятся разъемы крепления двигателей, подкосы шасси и др. При эксплуатации на этих деталях могут появляться трещины. Особый контроль устанавливают за рамами крепления ТВД. Вследствие большого выноса двигателей эти рамы испытывают значитель- ные нагрузки при взлете и посадке из-за колебаний гондолы, а также на- грузки от вибраций, вызываемых неуравновешенностью элементов двигателя и винтов. Затяжка болтовых соединений. В самолетных конструкциях имеется много разъемных болтовых соединений элементов. Неправильная затяжка может при- вести к снижению их статической выносливости. Поэтому в эксплуатации бол- товые соединения при монтаже элементов конструкции необходимо затягивать точно в соответствии с инструкцией. Условием правильной сборки резьбовых соединений является полная затяж- ка винтов и гаек, получение необходимых посадок сочленяемых деталей без пере- косов и предупреждение их от самоотворачивания. В тех случаях, когда в соеди- няемых деталях требуется герметичность, монтаж производится с использованием соответствующих деформирующихся прокладок или уплотнительных паст (гер- метиков). Детали при монтаже располагают так, чтобы они свободно подходили к со- единяемым деталям (поверхностям). Например, удлинительную трубу ГТД пред- варительно подвешивают до уровня соединяемых фланцев и только после этого их скрепляют болтами. Иначе одни болты будут перетянуты, а другие — недотя- нуты. Под воздействием акустических и вибрационных нагрузок на обшивке кры- ла, фюзеляжа, обшивке и нервюрах горизонтального оперения на элеронах мо- гут появляться трещины и выпадать заклепки. Особенно тщательно проверяют состояние обшивки канала всасывания, где может происходить обрыв заклепок, которые при попадании в двигатель могут вызвать забоины на лопатках компрес- сора и выход ГТД из строя. Практика эксплуатации показывает^ что все рассмотренные разрушения, неисправности и отказы с успехом могут быть выявлены и устранены при тща- тельном проведении осмотров, своевременном выполнении регламентов и профи- лактических работ. Это обеспечивает высокую эксплуатационную надежность элементов кон- струкции планера, а следовательно, безопасность полетов. 3. Разрушение и неисправности трубопроводов гидравлической, топливной и воздушной систем самолетов Протяженность трубопроводов на современных самолетах достигает несколь- ких сотен метров. Нагрузки на трубопроводах. В процессе эксплуатации на трубопроводы дей- ствуют следующие нагрузки: высокие внутренние давления рабочей жидкости (в гидросистемах); высокочастотные пульсации давления рабочей жидкости (в гидро-и топлив- ных системах); вибрации агрегатов и элементов конструкции планера и двигателя; монтажные напряжения; температурные напряжения. 106
В результате действия нагрузок в трубопроводах могут возникнуть по- перечные и продольные трещины, местные раздутия и разрушения, потертости. Поперечные трещины трубопроводов, как правило, вызываются перемен- ными нагрузками. Наиболее часто поперечные трещины трубопроводов появляют- ся в следующих местах: по границе перехода цилиндрической части трубопровода в коническую развальцованную часть; на конической развальцованной части; по обрезу ниппеля, в местах крепления трубопроводов отбортовочными ко- лодками; по границе сварки ниппеля и трубопровода. Поперечные трещины в трубопроводах имеют чаще усталостный характер. Причиной их образования является высокий уровень переменных напряжений в материале трубопроводов (вибрации, динамические нагрузки, колебания дав- лений жидкостей или газов и др.). Продольные трещины в материале трубопроводов, как правило, образуются на их изгибах и очень редко на прямолинейных участках. Основными причинами образования продольных трещин в материале трубопроводов являются значи- тельные пульсации давления рабочей жидкости (в гидросистемах), овальность поперечного сечения трубопроводов, металлургические и производственные де- фекты — закаты, волосовины. При гибке трубопроводов силы сжатия внутренних волокон и силы растяже- ния внешних волокон дают противоположно направленные составляющие. При этом диаметр трубопровода может уменьшиться в плоскости изгиба и увеличиться в перпендикулярной плоскости. Монтажные напряжения в материале трубопроводов возникают на отдель- ных участках трубопроводов из-за их перекосов, неточной подгонки штуцеров и трубопроводов, больших расстояний между штуцерами и трубопроводами и дру- гих дефектов монтажа. Наличие монтажных напряжений, а они иногда могут превышать предел текучести материала трубопроводов, может привести к снижению усталостной прочности трубопроводов и появлению усталостных трещин. Чтобы исключить возникновение в материале трубопроводов больших мон- тажных напряжений, нужно в случае разъединения только одного конца отги- бать трубопровод на величину не более одного диаметра его. Длина свободного конца трубопровода должна составлять не менее 50 d. При демонтаже криволинейных участков трубопровода разрешается от- тягивать ниппельную часть от штуцера в осевом направлении не более чем на 0,5 мм. Местные раздутия трубопроводов. Местное раздутие трубопроводов с после- дующим разрушением стенок в зоне раздутия происходит по причинам: недоста- точной прочности материала; возникновения в трубопроводе давления, превы- шающего допустимое рабочее давление; изготовления трубопроводов с наруше- нием технических условий (меньшая толщина стенки, другая марка стали и т. д.), понижения прочности материала Трубопровода вследствие воздействия на него высоких температур. Так, например, нагрев трубопровода с маслом АМГ-10 на 22° С повышает давление рабочей жидкости со 110 до 320 кПсм2. Такое возраста- ние температуры может произойти при снижении самолета с высоты 3000—4000 м до земли. Поэтому при расчете трубопроводов на прочность учитывается возмож- ный их нагрев в эксплуатации. Мерами профилактики по сохранению прочности трубопроводов являются: исключение касания их о детали двигателей, имеющие высокие температуры нагрева; обеспечение герметичности соединений камер сгорания, фарсажных камер и удлинительных труб ГТД; тщательная про- верка исправности и работоспособности систем обдува и охлаждения трубопрово- дов и агрегатов. Потеря герметичности в ниппельном соединении. Одной из основных причин потери герметичности в ниппельном соединении является наличие дефектов в раз- вальцованной части трубопроводов — продольные риски, трещины, разностен- ность, неперпендикулярность торца конуса к оси трубопровода и др. 107
Чрезмерное затягивание накидных гаек нередко ведет к деформации и раз- рушению ниппелей. В свою очередь, деформация головки ниппеля приводит к его заклиниванию в накидной гайке. При этом съедается материал трубопрово- да в зоне его контакта с ниппелем и даже вырывается трубопровод из заделок. Потертости. Основными причинами потертостей трубопроводов являются: недопустимо малые зазоры между соседними трубопроводами, а также меж- ду трубопроводами и элементами конструкции; при неизбежных в процессе эксплуатации вибрациях элементы конструкции планера, силовых установок, их агрегаты соприкасаются с трубопроводами, что приводит к потертостям и даже их перетиранию; вынужденные поперечные колебания трубопроводов вследствие ослабления затяжки отбортовочных колодок или хомутов; разрушение прокладок между трубопроводами, отбортовочными хомутами и колодками. Применение демпфирующих прокладок (пористой резины) в отбортовочных местах значительно предохраняет трубопроводы от потертостей и монтажных на- пряжений. При этом отбортовочные колодки и хомуты не рекомендуется слишком силь- но или слабо затягивать, гак как это вызывает резонансные колебания уча- стков трубопроводов. Вибрационные трещины трубопроводов. Опасным видом колебаний трубо- проводов являются резонансные колебания, которые происходят при совпадении частот собственных и вынужденных колебаний. Наибольшие напряжения возни- кают в заделке трубопроводов в ниппельные соединения или в местах их закреп- ления отбортовочными колодками. Жесткое металлическое крепление наиболее неблагоприятно сказывается на величине переменных напряжений в материале трубопроводов и, наоборот, применение крепления с мягкой амортизацией значительно снижает указан- ные напряжения. Типичными признаками усталостного разрушения трубопровода от резонанс- ных поперечных колебаний являются: повторяющееся разрушение по одной и той же заделке в первый период эксплуатации летательного аппарата. При этом по- перечная усталостная трещина быстро развивается по окружности и происходит полный обрыв трубопровода по всему сечению; наклеп или истирание материала трубопровода в заделке; ослабление затяжки отбортовочных колодок разрушен- ного трубопровода. Признаками усталостного, монтажного, статического и динамического раз- рушений трубопроводов являются следующие факторы: повторяющиеся течи в трубопроводах по одной и той же заделке на первых часах наработки; наклеп или истирание материала трубопровода в заделке; ослабление затяжки отборто- вочных колодок разрушенного трубопровода; трубопровод отходит от колодки крепления или от штуцера на расстояние 5—10 мм н более при последовательном демонтаже крепежных мест (монтажное напряжение); вследствие усталости ма- териала вдоль трещины наблюдаются характерное западание материала и из- вилистые края трещины трубопровода; наклеп от касания трубопровода о детали конструкции самолета или двигателя (зазор меньше 5—10 мм); растрескивание лакокрасочного покрытия в виде сетки продольных трещин; на внутренней по- верхности разрезанного вдоль образующей трубопровода наблюдается характер- ная ступенчатая трещина с целым рядом мелких очагов усталостного раз- рушения (более четко трещины выделяются при использовании цветной де- фектоскопии). «Вождения» и рывки ручки управления. К числу характерных неисправностей' гидравлических систем следует отнести: неисправности гидроусилителей, приводящие к «вождению» и подергиванию ручки управления самолетом. Причи- ной «вождения» и рывков ручки управления самолетом является повышенное трение распределительного золотника гидроусилителя. При установке нового гидроусилителя и малой его наработке указанные отказы могут происходить из- за повышенного трения распределительного золотника гидроусилителя вследст- вие засорения внутренних полостей гидроусилителя при сборке или неправиль- ной сборке. 108
§ 4. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА АГРЕГАТЫ И ДЕТАЛИ ВЕРТОЛЕТА Лопасти несущего винта подвергаются действию растягивающих усилий от центробежных сил и изгибным напряжениям как в плоскости вращения винта, так и в плоскости взмаха. Втулка несущего винта испытывает усилие от действия аэродинамических сил и центробежных сил лопастей и изгибающих моментов относительно осей шарниров. Вал несущего винта испытывает усилия от подъемной силы и изгибающего момента вследствие наклона плоскости несущего винта. Корпус главного редуктора нагружен аэродинамическими силами, пере- даваемыми от втулки несущего винта, изгибающими и реактивными мо- ментами. Вал главного редуктора испытывает усталостную нагрузку вследствие того, что передаваемый им крутящий момент периодически изменяется от нуля до мак- симального значения. Рама двигателя испытывает нагрузку от веса двигателя с соответствующей перегрузкой и подвергается крутильным колебаниям. Фюзеляж воспринимает все нагрузки, в том числе вес вертолета, аэроди- намические силы и моменты от несущего и рулевого винтов. Наиболее суще- ственными являются переменные нагрузки от колебаний, возбуждаемых несу- щим винтом. Нагрузки при стоянке вертолета. Изгибающие нагрузки на лопасти несущего винта действуют и при стоянке вертолета. Эти нагрузки возникают при порывах ветра, если лопасти не застопорены. При испытании несущего металлического винта вертолета «Сикамор» в се- чении лопасти получены максимальные изгибающие переменные напряжения ±2,97 кГ/мм2. Частота изменения этих напряжений равнялась числу оборотов винта, т. е. за час работы напряжения имели около 6-104 циклов. Кроме изги- бающих нагрузок, элементы конструкции лопасти воспринимали повторные центробежные нагрузки, создающие за полет напряжение, изменяющееся от О до 5,5 кГ/мм2. Для лопастей смешанной конструкции переменные напряжения имеют те же причины, если аэродинамические формы их будут такие же, как и металлических лопастей. § 5. ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НОРМ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ ГРАЖДАНСКИХ ВЕРТОЛЕТОВ СССР Взлетно-посадочная полоса (ВПП) — часть летной полосы, имеющая искус- ственное покрытие, оборудованная и подготовленная для взлета и посадки верто- лета. Концевой участок безопасности (КУБ) — часть летной полосы, располо- женная перед началом и в конце ВПП и пригодная для безопасной посадки при прерванном взлете. Категория вертолета — определяется в зависимости от его взлетно-посадоч- ных характеристик следующим образом1. —к I категории относятся многодвигательные вертолеты, которые в случае отказа одного двигателя в любой точке траектории взлета могут или прервать взлет и совершить посадку в’пределах располагаемой длины летной полосы, или продолжить взлет с последующим набором безопасной высоты, раз- воротом и заходом на посадку с отказавшим двигателем; — ко II категории относятся одно- и многодвигательные вертоле- ты, которые в случае отказа одного двигателя в любой точке траектории взлета обязательно прерывают взлет и совершают безопасную для находящихся на вер- толете лиц посадку или в пределах летной полосы, или на подготовленную пло- щадку. 109
Критическая точка — точка на траектории нормального взлета, определяе- мая значениями высоты и скорости, при которых в случае отказа двигателя обес- печивается: для вертолетов I категории как безопасное прекращение взлета с посадкой в пределах располагаемой длины летной полосы, так и безопасное продолжение взлета; для вертолета II категории безопасная для находящихся на вертолете лиц посадка как на летную полосу, так и на неподготовленную площадку. Точка старта — точка, от которой неподвижный вертолет начинает маневр при взлете. Длина разбега — расстояние, проходимое вертолетом от начала разбега до отрыва. Траектория взлета — линия, соединяющая координаты движения нижней точки конструкции вертолета при взлете от точки старта до высоты 150 м относи- тельно точки старта. Взлетная дистанция — расстояние по горизонтали, проходимое вертолетом при взлете с нормально работающими двигателями от точки старта до точки траек- тории взлета, находящейся на высоте 15 м относительно точки старта. Безопасная скорость — минимальная скорость полета, при которой может быть выполнен начальный выбор высоты в случае продолжения взлета с одним отказавшим двигателем. Длина пробега — расстояние, проходимое вертолетом от точки касания лет- ной полосы до полной остановки. Посадочная дистанция — расстояние по горизонтали, проходимое вертоле- том от точки траектории на высоте 15 м относительно точки касания летной поло- сы до полной остановки. Траектория посадки — линия, соединяющая координаты движения нижней точки конструкции вертолета при посадке от высоты 150 м относительно точки ка- сания летной полосы до полной остановки. Максимально допустимые взлетный и посадочный веса — соответственно взлетный и посадочный веса, допустимые для эксплуатации вертолета на задан- ной летной полосе в фактических атмосферных условиях. Нормальный взлетный вес — вес вертолета перед взлетом, при котором обес- печивается выполнение утвержденных заказчиком требований к летным данным, в том числе по дальности и коммерческой нагрузке, при эксплуатации вертолета в заданных заказчиком условиях (длина летной полосы, атмосферные условия).
РАЗДЕЛ ТРЕТИЙ Надежность, долговечность, ремонтопригодность, экономичность и взаимозаменяемость частей авиационной техники § 1. ЭЛЕМЕНТЫ ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ НАДЕЖНОСТИ И СПОСОБЫ ЕЕ ПОВЫШЕНИЯ 1. Элементы эксплуатационной надежности В процессе эксплуатации авиационной техники их детали и агрегаты подвер- гаются естественному износу, действию окружающей атмосферы, претерпевают физико-механические изменения. Все это вызывает снижение надежности и выходных параметров и характеристик летательных аппаратов. Степень этих изменений может достигнуть таких величин, при которых заметно ухудшаются летные характеристики и не может гарантироваться безопасность полетов. В связи с этим летательным аппаратам, двигателям, агрегатам и приборам уста- навливаются определенные сроки службы и ресурсы, в пределах которых гаран- тируются надежная их работа и необходимый уровень выходных параметров. Ресурс самолета (вертолета). Для авиационной техники ресурс — есть нара- ботка до предельного состояния, оговоренного в технической документации, и выраженная в принятой для него мере (часы налета, годы хранения, циклы сра- батывания, число выстрелов, число посадок и т. д.). Ресурс можно представить себе так же, как запас безопасности изделия, который закладывается при про- ектировании, подтверждается при производстве и расходуется при эксплуатации. Он является техническим параметром, установленным из опыта эксплуатации или на основании результатов специальных испытаний в естественных или лаборатор- ных условиях. В соответствии с этим различают назначенный и меж- ремонтный ресурсы и гарантийную наработку. Назначенный ресурс — наработка изделия, при достижении которой эксплуа- тация должна быть прекращена независимо от состояния изделия; назначается из соображений безопасности и экономичности. Эксплуатационным предприятиям МГА разрешается увеличивать ресурс авиационной техники в следующих пределах: самолетам с ТРД и ТВД — до 10% от установленного (межремонтного) ресурса; самолетам с поршневыми двигателями — до 15%; вертолетам с ТВД — до 5%; вертолетам с поршневыми двигателями —до 10%; турбовинтовым и турбореактивным двигателям — до 5%; поршневым двигателям •— до 10%. Межремонтный ресурс — наработка изделия между двумя последовательны- ми ремонтами. Авиационную технику, выработавшую межремонтный ресурс, отправляют в ремонт или списывают с эксплуатации. 111
Ресурс до первого капитального ремонта — наработка от начала эксплуата- ции изделия до первого капитального ремонта. Аналогично определяется межремонтный срок службы, но продолжитель- ность надежной работы изделия в этом случае определяется в календарном вре- мени (годах, месяцах). Число ремонтов авиационной техники может быть один, два и более. Наработка — продолжительность или объем работы изделия, измеряемая в часах налета, числом посадок, числом выстрелов, числом циклов, срабатыва- ний ит. д., т. е. расход ресурса. Для планеров самолета в наработку засчитывает- ся только их работа в полете, а для вертолетов — вся работа в полете (100%) плюс одна пятая часть (20%) работы несущей системы на земле. Для авиационных двигателей и воздушных винтов наработка определяется как сумма всей работы в полете (100%) плюс одна пятая часть (20%) их работы на земле. Для бортовых систем, проверка которых на земле производится в усло- виях, приближенных к полетным, в наработку засчитывают всю работу на земле (100%), суммируя ее с работой в полете. Гарантийная наработка — наработка изделия, до завершения которой изго- товитель гарантирует и обеспечивает выполнение определенных требований к изделию при условии соблюдения потребителем правил эксплуатации, в том чис- ле правил хранения и транспортирования. Гарантийная наработка авиационной техники — это технико-юридический параметр, о котором имеется договорен- ность между изготовителем и заказчиком. Срок гарантии — период, в течение которого изготовитель гарантирует и обе- спечивает выполнение установленных требований к изделию при условии соб- людения потребителем правил эксплуатации, в том числе правил хранения и транспортирования. Варианты ресурса и наработки. Для авиационной техники могут быть сле- дующие варианты, связанные с установлением пределов ее эксплуатации. Если назначенный (межремонтный) ресурс и гарантийная наработка, уста- новленная для данного вида авиационной техники, неодинаковы, то эксплуата- ция ее разрешается в пределах назначенного (межремонтного) ресурса; Эксплуатация авиационной техники сверх установленного назначенного (межремонтного) ресурса запрещается. Если назначенный ресурс по каким-либо причинам еще не установлен, то эксплуатация авиационной техники производится в пределах гарантийной наработки, по истечении которой авиационную технику отправляют в капиталь- ный ремонт или на специальное обследование. Ремонтопригодность — свойство изделия, заключающееся в его приспособ- ленности к предупреждению, обнаружению и устранению отказов и неисправно- стей путем проведения технического обслуживания и ремонтов. Под устранением отказов подразумевается восстановление работоспособности. Показателем ре- монтопригодности может служить, например, среднее время восстановления, ве- роятность выполнения ремонта в заданное время, средняя стоимость технического обслуживания. Долговечность — свойство изделия сохранять работоспособность до предель- ного состояния с необходимыми перерывами для технического обслуживания и ремонтов. Предельное состояние изделия определяется невозможностью его дальней- шей эксплуатации либо обусловленным снижением эффективности, либо требо- ваниями безопасности и оговаривается в технической документации. Показателями долговечности могут служить, например, ресурс, срок службы. Сохраняемость — свойство изделия сохранять обусловленные эксплуата- ционные показатели в течение срока хранения, транспортирования и эксплуа- тации. Показателями сохраняемости могут служить, например, средний срок со- храняемости, определенный технической документацией. Конструктивные факторы, влияющие на надежность: выбор элементов конструкции в соответствии с режимами и условиями эк- сплуатации; структура конструкции — число и способ соединения элементов между собой; взаимозаменяемость и заменяемость отдельных систем и элементов; 112
защищенность конструкции от влияния различного рода случайных воздей- ствии атмосферы и др.; доступность конструкции для контроля работоспособности, осмотров, регу- лировок и ремонта; удобство управления бортовыми системами как в полете, так и на земле при контроле работоспособности и поиске отказавших элементов. Производственные факторы, влияющие на надежность: качество применяемых материалов; совершенство технологии изготовления. Эксплуатационные факторы, влияющие на надежность: соответствие фактических режимов и условий эксплуатации расчетным, за- данным в процессе проектирования; квалификация летного и инженерно-технического состава; степень совершенства инженерного руководства эксплуатацией авиационной техники-; методы контроля и профилактики, применяемые в процессе подготовки к полету, выполнения регламентных работ и ремонта авиационной техники; своевременное обеспечение запасными частями, инструментом н расходными материалами; совершенство технологических и организационных методов эксплуатации и ремонта; объективность и своевременность информации, поступающей из авиапарков, ремонтных предприятий, технических складов и других организаций, которые ремонтируют, эксплуатируют и хранят авиационную технику, в адрес промыш- ленности — изготовителя авиационной техники о всех ее отказах и неисправнос- тях; своевременность информации от заводов-изготовителей организациям за- казчика о всех изменениях в конструкции и изготовлении авиационной техники, а также о всех ограничениях и изменениях в расчетных режимах и условиях эксплуатации. 2. Надежность авиационной техники в эксплуатации Надежность — свойство изделия выполнять заданные функции, сохраняя свои эксплуатационные показатели в установленных пределах в течение требуе- мого промежутка времени или требуемой наработки. Надежность изделия обусловливается его безотказностью, ремонтопригод- ностью, а также долговечностью его частей. Условиями эксплуатации являются вполне определенные границы изменения климатических сред (температуры, влажности, давления воздуха и т. д.). Сюда же относится соблюдение рекомендованных режимов работы, хранения, выпол- нения предписанных профилактических работ (осмотров, регламентных работ) и транспортирования. Отказ — событие, заключающееся в нарушении работоспособности изделия. Признаки (критерии) отказов изделия рекомендуется оговаривать в технической документации на его изготовление. Неисправность — состояние изделия, при котором оно не соответствует хотя бы одному из требований технической документации. Следует различать неис- правности, не приводящие к отказам, и неисправности (и их сочетания), вызы- вающие отказы. Дефект — всякое повреждение и разрегулировка системы (агрегата, меха- низма) или отдельного элемента (узла, детали), не приведшие к потере их работо- способности. Наработка на отказ — среднее значение наработки ремонтируемого изделия между отказами. Если наработка выражена в единицах времени, может приме- няться термин «среднее время безотказной работы». Вероятность безотказного функционирования при выполнении ожидаемой задачи — вероятность того, что изделие, находясь в режиме ожидания и начав в произвольный момент времени выполнение задачи, проработает безотказно в заданных условиях в течение требуемого интервала времени. 113
Исправное состояние — это такое состояние самолета (вертолета), когда все его технические и летные характеристики соответствуют установленным нор- мам, остаток назначенного (межремонтного) ресурса обеспечивает выполнение полета на полную дальность и продолжительность, на котором устранены все отказы и неисправности, выполнены положенные работы согласно регламенту технического обслуживания и проведена послеполетная подготовка. Таким об- разом, исправное состояние — это такое состояние самолета, когда все характе- ристики планера и бортовых систем соответствуют техническим условиям не толь- ко в момент их контроля, но и в течение всего периода полета. Работоспособность — состояние изделия, при котором оно способно выпол- нять заданные функции с параметрами, установленными требованиями техничес- кой документации. Параметры, характеризующие выполнение функций, обуслов- ливают эксплуатационные показатели изделия. Резервирование — метод повышения надежности изделия путем введения резервных частей конструкции (например, установка дополнительного тросового управления в систему управления самолетом), являющихся избыточными по от- ношению к минимальной функциональной структуре изделия, необходимой и дос- таточной для выполнения им заданных функций. Классификация отказов. В теории надежности различают три характер- ные группы отказов: прнработочные отказы; отказы из-за износа; внезапные отказы. Эти отказы присущи любому техническому устройству в процессе эксплуата- ции в период с момента его изготовления и до момента полного физического изно- са. Они возникают только из-за конструктивного или технологического несовер- шенства устройств и не связаны с качеством технического обслуживания, хране- ния или эксплуатации в полете. Прнработочные отказы возникают в начальный период эксплуатации элемента (изделия) и в основном являются скрытыми дефектами, не выявленными при производственном контроле. Эти дефекты могут появиться по причине пло- хого качества материалов, нарушения технологии производства, сборки или не- тщательного проектирования. Периоды эксплутации, когда появляются прнработочные отказы, могут ко- лебаться от нескольких минут до десятков часов в зависимости от степени совер- шенства производства или ремонта. Появление приработочных отказов может быть исключено при условии более тщательного проектирования, контроля про- изводства изделия, его приработки и ремонта. Отказы из-за износа. Отказы, происходящие из-за действия механических, тепловых, электрических и других нагрузок, обусловленных только режимом работы, называются отказами из-за износа. Они возникают в элементах конструк- ции, работающих на расчетных режимах и при расчетных условиях. Продолжи- тельность износа в зависимости от условий эксплуатации может колебаться в ши- роких пределах. В большинстве случаев такие отказы могут быть предотвраще- ны своевременной заменой элементов, подвергающихся такому износу, новыми. Если в условиях эксплуатации доступ к некоторым элементам затруднен или даже невозможен, то они имеют технический ресурс, превышающий предпола- гаемый межремонтный ресурс всей системы. Замена таких элементов про- изводится в процессе восстановительного ремонта системы. Внезапные отказы возникают вследствие внезапной концентрации нагрузок, превышающих расчетную нагрузку. Внезапные отказы могут появляться в пе- риод, когда система прошла надлежащую приработку и ее элементы уже не име- ют приработочных отказов, но в то же время еще не испытывают влияния износа. В этот период нормальной эксплуатации неожиданно постепенное изменение опре- деляющего параметра сменяется на внезапное, и элемент отказывает. Отказ появ- ляется в момент, когда технический ресурс элемента далеко еще не исчерпан. Случайность причин, изменяющих постепенное снижение качества элемента (прочности, жесткости, взаимодействия или координации) на внезапное, проявля- ется в том, что элемент начинает работать на нерасчетном режиме, в то время как режим работы системы продолжает оставаться расчетным. Под живучестью авиационной техники понимается способность ее выполнять свои функции, не прерывая полета, при частичных разрушениях, вызванных, на- пример, пулями, снарядами, взрывной волной. Применение конструкций с ра- 114
ботающей обшивкой при изгибе и кручении, а также дублирование наиболее важ- ных систем существенно повышают живучесть авиационной техники. Поддержание заданной надежности авиационной техники в эксплуатации достигается широким применением современных средств автоматизации и меха- низации ее подготовки и контроля состояния, совершенствованием технологичес- ких процессов и методов, точным и своевременным выполнением установленных правил и норм эксплуатации, обслуживания и ремонта, четкой системой инфор- мации эксплуатационных организаций и промышленности о недостатках авиа- ционной техники и своевременным проведением мероприятий по их выявлению и устранению. Высокая надежность авиационной техники должна обеспечиваться мини- мальными трудозатратами на один час налета, а последнее определяется эксплуа- тационной технологичностью и организацией эксплуатации, обслуживания и ре- монта авиационной техники. Контроль и исследование технического состояния. В целях получения обо- снованных данных для разработки мероприятий, направленных на повышение надежности авиационной техники, инженерно-авиационная служба, научные ор- ганизации и КБ систематически проводят контроль и исследование технического состояния авиационной техники при различной ее наработке, учет всех отказов и неисправностей, выявленных при эксплуатации, обслуживании и ремонте, глу- бокое изучение и всесторонний анализ причин и условий появления отказов и неисправностей, исследование состояния летательных аппаратов, имеющих наибольший налет, анализ работы авиационной техники после проведения дора- боток для оценки их эффективности. Для определения начальной стадии развития трещин, поражений коррозией, внутренних дефектов материала деталей и неисправностей агрегатов широко используют физические методы дефектоскопии: магнитный, люминесцентный, ультразвуковой, электроиндукциопный, рентгеновский, просвечивание гамма- лучами и др. Инструментальные методы контроля. Для определения изменения техничес- ких характеристик (параметров) и оценки работоспособности агрегатов и устройств гидравлической, воздушной (газовой), топливной и других систем про- водят инструментальные проверки с помощью автоматизированных устройств, стендов, пультов, контрольно-проверочной аппаратуры, а также различных приспособлений. Для оценки технического состояния радиоэлектронного и авиационного обо- рудования проводят инструментальные проверки с помощью встроенных и не- встроенных систем автоматического и неавтоматического контроля, контрольно- проверочной аппаратуры общего и специального назначения, а также с помощью различных приспособлений. Анализ неисправностей и отказов авиационной техники осуществляется в такой последовательности: изучаются обстоятельства возникновения неисправ- ностей и отказов и условия работы авиационной техники (режим работы, нара- ботка, налет, количество ремонтов и др.); проверяется правильность эксплуата- ции, обслуживания и ремонта; подбираются и изучаются статистические мате- риалы по аналогичным случаям отказов и неисправностей; определяется ха- рактер неисправности и отказа по внешним признакам и устанавливается воз- можность ее испытания (проверки); производится испытание (проверка) авиа- ционной техники для выявления характера неисправности и отказа; затем (после разборки) анализируется состояние деталей; устанавливаются предполо- жительные причины-неисправности и отказа; исследуется влияние факторов, определяющих надежность авиационной техники, для проверки сделанных вы- водов и предположительных причин неисправности и отказа и установления их действительной причины; разрабатываются мероприятия по предупреждению подобных случаев. Прогнозирование отказов и неисправностей. Под прогнозирова- нием отказов и неисправностей понимают научно обосно- ванное предсказание возникновения их на основе проведенных испытаний, из- мерений или наблюдений. Пользуясь данными прогнозирования, можно свое- временно заменять ненадежные агрегаты, предупреждая этим появление от- казов и неисправностей. Однако прогнозирование в основном может быть при- 115
менено для тех элементов, у которых выявлен закономерный характер накапли- вания качественных изменений. Методы сравнений. Важным методом прогнозирования отказов и неисправ- ностей является метод сравнения, основанный на качественных изменениях агре- гатов, систем изделии по результатам измерений параметров, характеризующих их работу. Например, если в результате этих измерений расхождения не обнару- жены или они малы, агрегат (систему, изделие) можно считать надежным. Если в результате сравнения показаний двух измерений найдены существенные рас- хождения, агрегат (система, изделие) считается ненадежным. В этом случае, сравнивая основные параметры на выходе из агрегата, при последовательных измерениях можно определить скорость изменения параметров и, экстраполируя, определить время выхода параметров из норм технических условий или эксплуа- тационных допусков. Если при двух последовательных измерениях параметра они не резко отличаются один от другого, производится его регулировка, если это возможно. 3. Критерии (показатели) надежности авиационной техники Для решения задач надежности авиационной техники пользуются количе- ственными характеристиками или критериями (показателями). Последние учиты- вают факторы, оказывающие влияние на надежность, доступны для решения практических задач и удобны для математических расчетов, позволяют сравни- вать надежность различных изделий. Для определения количественных характе- ристик берут исходные данные, полученные из материалов эксплуатации и ис- пытаний. Так как теория надежности базируется на статистических данных, то кри- терии надежности также носят статистический или вероятностный характер. К критериям надежности должны быть предъявлены определенные требо- вания, которые сводятся к следующему: критерии должны отражать существо задач, решаемых с помощью теории надежности. Применительно к авиационной технике критерии должны обеспечивать: удобство сравнения надежности разных летательных аппаратов; определение необходимого количества авиационной техники для выполне- ния полетной задачи с заданной вероятностью; определение сроков выполнения профилактических работ (осмотров, регла- ментных работ, профилактических ремонтов и др.) при сохранении надежности авиационной техники на требуемом уровне; проведение расчетов потребных запасных частей для восстановления авиа- ционной техники и соответственно планирование снабжения запасными частями; расчет производственных мощностей ремонтных предприятий и оборотного ремфонда; прогнозирование отказов и неисправностей; предъявление требований к вновь разрабатываемым образцам авиационной техники. Критерии также должны быть по возможности простыми и достаточно пра- вильно и полно характеризовать надежность с учетом основных факторов, влия- ющих на нее, позволять использовать в качестве исходных такие данные, полу- чение которых не представляет большой сложности в условиях эксплуатации. 14 Перемонтируемые изделия или изделия, заменяемые после первого отказа. Наработка до момента отказа t является случайной величиной; закон ее распре- деления определяется плотностью вероятности f (t), при помощи которой могут быть определены показатели надежности изделий. Для опытного определения показателей надежности перемонтируемых (не- восстанавливаемых) изделий проводится наблюдение за испытаниями или эксплу- атацией п изделий в заданных условиях. При этом определяются наработки изде- лий до отказа: ti > ^2 > > • ’ tn • С помощью этих я величин можно определить показатели надежности. 116
Средняя наработка до отказа изделия представляет собой отношение суммарного времени наработки п изделий до появления в каждом из них первого отказа к общему числу изделий (систем); определяется по формулам; точная формула t ср О приближенная формула Вероятность безотказной работы на протяже- нии наработки t определяется по формулам: точная формула Р(/)= f f(/) dt-, t приближенная формула N(t) п где N (t) — число членов ряда 12, t3, ..., tn, т. e. число изделий, оставшихся работоспособными до конца наработки. Вероятность безотказной работы будет определена тем точнее, чем больше из- делий подвергается испытанию. Кроме того, величина Р (/) с течением времени будет снижаться до нуля (рис. З.1.). Интенсивность отказов определяется по формулам: точная формула приближенная формула М0=-^-; МО М0~ MN (/) где Д/ — некоторый недостаточно малый промежуток. Ремонтируемые (восстанавливаемые) изделия. Для опытного определения показателей надежности ремонтируемых изделий проводят наблюдения за испы- таниями или эксплуатацией изделии в за- данных условиях. При этом определяют следующие показатели надежности. Среднее число отказов тСр до наработки t: N 2 «НО «ср (О.'= —---------• N В пределе получают характеристику потока отказов: N У, «но Н (0 lim 2=2-------- w-»oo - n Рис. 3.1. График изменения веро- ятности безотказной работы в за- висимости от времени (Г — вре- мя технического ресурса) 117
На практике бывает, что после некоторой наработки t0 функция Н (0 стано- вится линейной и приобретает вид: ТУ (0 —Н (tg) +(Й (/-tg), где со = const. В этом случае период до t = to называется периодом приработки. Параметр потока отказов. На практике поток отказов ремон- тируемых изделий является ординарным и не имеет последствия. При этих усло- виях параметр потока Событий и интенсивности потока событий совпадают. Во избежание смещения понятий «интенсивность потока отказов» ремонтируемых изделий и «интенсивность отказов» перемонтируемых изделий ниже для ремонти- руемых изделий применяется только «параметр потока отказов», который опре- деляется по формулам: точная формула приближенная формула N N У т;(/+Д0— У mi (О СО (0 х 1=1---------------- где Д/ — достаточно малый промежуток. Наработка на отказ в период от 0 до 0 определяется по формулам: точная формула ^2 — ti ~ Я (0)-Я(0) ’ приближенная формула ~— 0______________ тср (t2) тСр (/i) Вероятность безотказной работы в период между нара- ботками 0 и 0 находят по формуле P(t2—0) = exp [Н (ti)—H(t2)]. Среднее время восстановления — это среднее время вы- нужденного нерегламентированного простоя, вызванного отысканием и устране- нием одного отказа. Если на отыскание или устранение т отказов было затрачено время 0, 0, 0, •••> tn, то среднее время восстановления находится по формуле Коэффициент готовности — вероятность того, что изделие ра- ботоспособно в произвольно выбранный момент времени в промежутках между выполнением планового технического обслуживания. В стационарном случае (в установившемся режиме эксплуатации) коэффици- ент готовности находят по формуле Т Кг =------ . Т+Тв Коэффициент технического использования — от- ношение наработки изделия в единицах времени за некоторый период эксплуата- ции к сумме этой наработки и времени всех простоев, вызванных техническим об- служиванием и ремонтами за тот же период эксплуатации. 118
Если в Течение рассматриваемого промежутка времени суммарная наработ- ка составляет /Сум> а суммарные простои на ремонт и техническое обслуживание составляют соответственно /рем и /Обсл> то коэффициент технического использо- вания находят по формуле IX_________^сум_______ Ат — • ^сум + ^рем + ^обсл 4. Обеспечение надежности авиационной техники в авиационных парках Высокая надежность авиационной техники является основным условием ее готовности к полетам, эффективности использования и безопасности полетов. Поддержание высокой надежности авиационной техники достигается: грамотной эксплуатацией летным и инженерно-техническим составом; систематическим контролем технического состояния с применением совре- менных методов контроля; своевременным и качественным восстановлением в процессе эксплуатации и ремонта; своевременным выполнением доработок. Оценка надежности. Надежность авиатехники оценивается следующими по- казателями: количеством часов наработки (налета) на один отказ в воздухе; количеством часов наработки (налета) на один отказ на земле и в воздухе. Отказы авиационной техники в воздухе. Отказы, происшедшие от момента страгивания самолета при взлете до момента сруливания с ВПП после посадки, относятся к отказам в воздухе. Предпосылки к летным происшествиям. Отказы авиатехники, которые созда- ли аварийную обстановку в полете, относятся к предпосылкам к летным проис- шествиям. Предпосылки к летным происшествиям подлежат особому учету в соответ- ствии с действующими инструкциями и требуют проведения немедленных меро- приятий по их устранению и предупреждению. Анализ надежности авиационной техники включает: определение показателей надежности; анализ неисправностей; анализ трудозатрат на подготовку авиационной техники к полетам на вы- полнение регламентных работ и устранение неисправностей. Разработка мероприятий повышения надежности. В целях получения обо- снованных данных для разработки мероприятий, направленных на повышение надежности авиатехники, проводятся: контроль и исследование технического состояния авиационной техники при различной ее наработке; учет всех неисправностей и отказов, выявленных при эксплуатации и ремон- те авиатехники; глубокое изучение и всесторонний анализ причин и условий появления неис- правностей и отказов авиатехники; анализ работы авиатехники после доработок для оценки их эффективности. I При ремонте авиационной техники анализ ее надежности проводится с уче- том оценки ремонтопригодности. Анализ причин неисправностей и отказов. Анализ причин появления неис- правностей и отказов авиационной техники осуществляется в такой последова- тельности: изучаются обстоятельства появления неисправностей и отказов авиатехники и условия ее работы (режим работы, наработка, количество ремонтов), проверяет- ся правильность эксплуатации и ремонта; подбираются и изучаются статистические материалы по аналогичным неис- правностям и отказам; определяется характер неисправности (отказа) авиационной техники по внешним признакам и устанавливается возможность ее испытания (проверки) 119
табельной контрольно-проверочной аппаратурой и средствами автоматизирован- ного контроля; производится испытание (проверка) авиационной техники в целях выявления характера неисправности и отказа, затем после ее разборки анализируется со- стояние деталей; устанавливаются причины неисправности. Анализ трудозатрат на подготовку авиационной техники к полетам, выпол- нение регламентных работ и парковый ремонт осуществляются в такой последо- вательности: изучаются сведения о фактических трудозатратах на отдельные виды подго- товок авиационной техники к полетам и регламентных работ, а также на устра- нение неисправностей; проводится сравнение фактических трудозатрат с типовыми нормами време- ни на техническую эксплуатацию самолета данного типа; определяется возможность сокращения трудозатрат за счет внедрения пере- довых методов работы, совмещения операций, тренировок личного состава, ком- плексной механизации наиболее трудоемких работ и т. д. На основании анализа надежности авиационной техники разрабатываются и внедряются мероприятия по ее повышению, которые предусматривают: устранение недостатков в работе н подготовке личного состава; совершенствование методов, средств и форм организации эксплуатации, хра- нения и ремонта авиационной техники; уточнение объема и периодичности подготовки самолетов к полетам, регла- ментных и ремонтных работ, а также совершенствование технологии их выполне- ния; обработку предложений по изменению технических и межремонтных ре- сурсов авиационной техники; оценку эффективности доработок, проводимых на авиационной технике; отработку обоснованных требований к поставщику по устранению и преду- преждению неисправностей и отказов авиационной техники и повышение ее на- дежности. 5. Повышение прочности резьбовых соединений Детали резьбовых соединений нагружены большими усилиями, имеющими переменные составляющие как от термических расширений, так и от действия пульсирующих по времени сил (перегрузки, переменные действующие усилия в механизмах, вибрации и т. д.). Помимо основных растягивающих усилий, имеют место нагрузки, создающие напряжения среза, кручения и изгиба. Поэтому для повышения надежности резьбовых соединений применяют целый ряд следующих конструкционных усовершенствований. Напряжение от затяжки в элементах резьбовых соединений регламентируют одним из следующих способов: 1) затяжкой болтового соединения, осуществляемой с помощью тарирован- ных ключей, настроенных на заданную величину крутящего момента; 2) поворотом гайки после ее соприкосновения с опорной поверхностью на заданный угол; 1 . 3) заданным удлинением болта или шпильки после затяжки. pS Первый и второй способы применяют для различных типов резьбовых' со- единений, причем им присущи неточности затяжки. При первом)способе неточ- ность зависит от состояния резьбы и опорных поверхностей. Здесь коэффи- циент трения уменьшают путем повышения чистоты трущихся поверхностей, а также применения покрытий (кадмирования, омеднения) в сочетании со смаз- кой. Ошибки при втором способе получаются вследствие того, что вытяжка болта начинается после некоторого угла поворота, который может доходить до 25—30% расчетного угла поворота гайки. Самым точным является третий способ, который применяют для контроля ответственных соединений. При этом для исключения ошибок вследствие возмож- 120
ной непараллельности торцов болта рекомендуется применять шариковые на- конечники на измерительном инструменте. Пригорание резьбы у резьбовых соединений наблюдается при их работе в условиях повышенных температур. Избежать это нежелательное явление можно применением гаек из латуни или омеднением резьбы болта либо путем смазки резьбы графитовой смесью. Размеры болтов и шпилек. Авиационные болты с шестигранной головкой и шестигранные гайки для уменьшения массы имеют, как правило, уменьшенные высоту и размер шестигранника. При .проектировании и ремонте авиационных конструкций принимают: высоту гаек и головок болтов Я ~ (0,654-0,75)d; диаметр шестигранника Д (1,554-2,0)d; длину резьбового конца болтов и винтов Т ~ (l,54-2,0)d; длину резьбового конца шпилек при постановке в легкие сплавы 7\~2d, в сталь 7\ х (1,2 4- 1,3)d. В резьбовых соединениях для ввертывания винтов в детали из легких спла- вов предусматривают также постановку переходных резьбовых втулок — футо- рок, которые предупреждают износ резьбы и срыв ее при многократной сборке и разборке узла. Футорки ввертывают на тугой резьбе и контрят керновкой, а в ответственных соединениях — резьбовыми или цилиндрическими запрессован- ными штифтами Уменьшение напряжений изгиба. В работе резьбовых соединений следует избегать изгибных напряжений и желательно нагружать их только растягиваю- щими усилиями Если перед резьбовым участком под гайку болта или шпильки имеется на стержне центрирующий"цилиндрический пояс, дающий плотную'(беззазорную) посадку по отверстию, то влияние изгиба на резьбовой участок будет значитель- но меньшим (рис. 3.2). Для предупреждения местного изгиба рекомендуется обеспечить параллельность соприкасающихся торцов притягиваемой детали и гайки. Можно также избежать дополнительных напряжений изгиба в шпильках и винтах от усилия затяжки применением самоустанавливающихся опорных по- верхностей — постановкой сферических (либо конических) шайб под гайки или головки. В большинстве случаев сферическое гнездо под шайбу выполняют на самой детали (рис. 3.3, а) либо применяют шайбу и сферическое гнездо (рис. 3.3, б). При повышенном зазоре по среднему диаметру резьбы сферическую опорную поверхность выполняют на самой гайке или головке болта. Снижение напряжений кручения. Если при завинчивании гайки удержива- ют головку болта, то в болте возникают напряжения кручения, особенно прн Рис. 3.2. Конструкции элементов резь- бовых соединений при изгибающих нагрузках: а и б — болт и шпилька с центри- рующим цилиндрическим поясом Рис. 3.3. Конструкции элементов резь- бовых соединений с опорными сфери- ческими поверхностями: а — сферическое гнездо под шайбу выполнено на стягиваемой детали; б — шайба и сферическое гнездо 121
Рис. 3.4. Перераспределение на- Рис. 3.5. Равнопрочные болты с гал- грузки: телями а — шпилька утоплена в тело детали; б — коническое отверстие внутри шпильки больших усилиях затяжки гайки и малом диаметре стержня. Этого можно избе- жать, удерживая болт или шпильку со стороны расположения гайки, для чего на гаечном конце болта (шпильки) делают грани под ключ, мелкие треугольные шлицы, прорезь под отвертку или применяют специальный инструмент. Перераспределение нагрузки по виткам резьбы. В сильно нагруженных и подверженных действию переменных нагрузок соединениях шпилек с деталью, изготовленной из легких сплавов, упрочнение соединения возможно за счет уве- личения длины резьбового участка (увеличение числа витков). При значительных нагрузках за счет обмятая материала детали у сильно нагруженных витков про- исходит равномерное нагружение витков резьбы. Кроме того, для упрочнения соединения резьбовой участок утапливают на значительную величину от плоскости стыка (рис. 3.4, а). При этом воспринимает усилие больший объем материала. Для обеспечения более равномерного распределения нагрузки по виткам резьбы применяют также шпильки с переменной жесткостью резьбового участка. Например, выполнение конического отверстия внутри резьбового участка шпиль- ки (рис. 3.4, б) ведет к равномерному распределению нагрузок по виткам резьбы. Равнопрочные болты и шпильки. С точки зрения повышения прочности пред- почтительны болты и шпильки с диаметром стержня, равным 0,85—1,0 от внут- реннего диаметра резьбы. Такие болты и шпильки равнопрочны и менее жестки (рис. 3.5), а при наличии термических напряжений они нагружаются, меныпей максимальной силой. Кроме того, за счет уменьшения переменной составляющей циклической нагрузки равнопрочные болты обладают большим запасом усталост- ной прочности. Рациональное назначение радиусов г галтелей в местах сопряжения головки болта и стержня, а также стержня и резьбового участка способствует упрочнению резьбового соединения. Поэтому рекомендуется делать: г > 0,2d, где d — наруж- ный диаметр резьбы. Радиусы R перехода стержня болта к центрирующим поясам выполняют: R > 0,5d. Радиус г закругления в основании нарезки определяет величину эффектив- ного коэффициента концентрации напряжения (ЭККН) и усталостную прочность болта или шпильки. Например, увеличение г от 0,1S до 0,2 S (где S — шаг резь- бы) дает приращение усталостной прочности на 100%. Радиус закругления у основания нарезки ответственных резьб рекомендует- ся иметь равным (0,15-?0,2)S. 122
6. Способы уменьшения коэффициента концентрации напряжений При конструировании деталей обращают внимание на'места с резким изме- нением очертания деталей, действительные напряжения вблизи которых значи- тельно выше расчетных вследствие наличия концентраторов напряжений; галте- лей, отверстий, надрезов,-резьб, шлицев, пазов и т. д. Уменьшение концентрации напряжений приводит к снижению местных напряжений, а следовательно, к упрочнению деталей. Для галтелей при ступенчатом изменении диаметров эффективный коэффици- ент концентрации напряжений (ЭККН) зависит от радиуса галтели и отношения Диаметров сопряженных участков вала. С увеличением радиуса галтели ЭККН уменьшается и повышается усталостная прочность сечения. При изгибе и кручении ступенчатых валов (рис. 3.6, а) влияние радиуса г галтели на концентрацию напряжений ослабевает с увеличением отношения r/d и с приближением к единице отношения Д/d. Например, при Д/d 2 и r/d = = 0,014-0,1 коэффициенты Кд 3,54-1,7 иЛ'т 3,04-1,4; при rid = 0,14-0,3 коэффициенты Кд = 1,7 4- 1,3 и Л'т 1,4 4- 1,1. Изменение отношения Д/d от 2 до 1 ведет к снижению К д и Л'т от указанных выше значений до единицы. Обтекаемая галтель. Известно, что при определенной форме галтели (обтекаемая галтель) для ступенчатого вала получают напряжения по всей длине контура галтели (рис. 3.6, б), равные номинальным как при растяже- нии или сжатии (кривая 7), так и при изгибе и кручении (кривые 2 и 3). Если галтель выполняют двумя и более радиусами (рис. 3.7), большим ра- диусом должна быть описана та часть галтели, где напряжение наибольшее (на- пример, в месте начала образования усталостной трещины при поломке). Круговые галтели с поднутрением. Изготавливаются так- же галтели с поднутрением в торец или в вал (рис. 3.8, а и б). Поднутрение в торец увеличивает радиус галтели без изменения рабочей длины цилиндрического участка вала и увеличивает усталостную прочность. Поднутрение в вал реко мендуется выполнять при азотировании шлифуемых поверхностей для увеличе- ния усталостной прочности при кручении, так как при шлифовании после азотирования часто появляются микротрещины и прижоги, снижающие упроч- нение, достигнутое азотированием. При наличии поперечных отверстий величины ЭККН при изгибе Кд вала и при кручении принимают в зависимости от отношения диаметра отверстия к диаметру вала a/d и временного сопротивления материала сгв. Значения Ка и Кх при a/d = 0,05 4- 0,25 и ав = 704-120 кГ/мги? находятся в пределах от 1,5 до 2,5. Увеличение ов ведет к повышению Ка и Кх- Увеличение диаметра отвер- стия при данном диаметре вала ведет к снижению местных напряжений у кромок. Кромки отверстий в полых валах рекомендуется скруглять одинаковым ра- диусом как с внешней, так и с внутренней стороны. Причиной появления трещин может быть также грубая обработка поверхности отверстий. Для упрочнения кромок отверстий на 20—40% их обжимают твердыми шариками. Не рекомендуется об- работка отверстия после азотирования на- ружной поверхности, так как она снижает сопротивляемость знакопеременному кру- чению в 2 раза. Рис. 3.7. Г алтель, очерченная несколь- кими радиусами /25 Рис. 3.6. Ступенчатый вал с круговой (а) и эллиптической (б) галтелями 123
Рис. 3.8. Круговая галтель с поднутре- Рис. 3.9. Диск тур- нием в торец (а) и в вал (б) бнны с эксцентрич- но расположенны- ми отверстиями Наличие отверстий в стенках деталей, выполненных из листового материала или литьем, приводит к появлению у их кромок местных напряжений, в 1,5—2,5 раза больших, чем номинальные. Для уменьшения ЭККН по краям отверстий и повышения усталостной прочности детали улучшают чистоту поверхности отверстий (развертывание, полирование), а острые кромки притупляют, снимая фаски или скругляя их. Отверстия в листовых деталях усиливают отбортовкой краев или окантовкой специальными пистонами. Возмущение, вносимое отверстием в напряженное поле вращающегося диска, работающего в условиях упругих деформаций, имеет местный характер, если размеры отверстия достаточно малы по сравнению с размерами диска. У эксцентрично расположенных отверстий на дисках компрессоров и турбин ЭККН составляет 1—3 и меняется в зависимости от отношения o^/<rT (рис. 3.9), где и сгт — напряжения в диске соответственно в радиальном и в окружном направлениях. Значения и сгт берутся в точке А из расчета сплошного диска. Чем меньше отношение тем больше коэффициент концентрации. При увеличении относительного сближения отверстий d/n ЭККН на контуре отвер- стий уменьшается. Это объясняется тем, что при сильном сближении перемычка между отверстиями работает в условиях простого растяжения, т. е. под действи- ем одного радиального напряжения Для усиления диска в месте расположения отверстий толщина его должна быть увеличена. Кроме того, края отверстий в диске скругляют или делают на них фаски, а поверхность отверстий доводят до чистоты 6—7 класса. Для шлицевых участков валов ЭККН при кручении зависит от профиля шлицев. Если шлицы выполнены эвольвентными с углом зацепления а = 30° и впадины их очерчены по радиусу, ЭККН в среднем равен 1,3. Влияние различной формы шлицевых пазов на значение наибольших каса- тельных напряжений т показано на рис. 3.10. При этом наибольшее касательное напряжение у вала с эвольвентными шлицами с а = 30° и впадиной, очерченной а/ Рис. 3.10. Влияние формы шлиц на напряжения Т: а — прямоугольные шлицы; б — треугольно-конические шлицы; в — эвольвентные шлицы. 124
Рис. 3.11. Соединение валов: а — шлицевые впадины с выкружками; б и в — валы со шпоночными пазами по радиусу, принято за единицу. Как видно, наиболее сильно возрастают мест- ные напряжения т при прямоугольных шлицах из-за малого радиуса перехода во впадинах шлицев. Для усиления участков вала с прямоугольными шлицами радиус во впадине увеличивают за счет выкружек (рис. 3.11). Для вала со шпоночными пазами и пазами под замки для контровки гаек ЭККН зависит от отношения радиуса во впадине к глубине паза R/h, предела прочности <тв и формы выхода паза. Например, при R/h. = 0,24-0,8 для материа- ла, имеющего <тв = 70—120 кГ/мм1, Кп = 3 4- 1,5. При изгибе и кручении вала форма выхода шпоночных пазов сказывается на изменении величины и, как и для вала с прямоугольными шлицами, оценивается отношением (Ка)а/(Ка)д < < 1,35. В пазах с малым радиусом выхода Кп увеличивается с возрастанием оф и в дипазопе ов = 50 4- 120 кГ/мм2 лежит в пределах от 1,5 до 2,2. В резьбовых участках валов ЭККН определяют по формуле К=1+П где г] — коэффициент чувствительности материала (для конструкционных сталей, идущих на изготовление валов, рессор и др., г| ~ 0,8); v — коэффициент, зависящий от отношения шага s к глубине резьбы h (рис. 3.12); hiR — отношение глубины резьбы к радиусу закругления впадины. Для стандартных метрических резьб К х 2,5 4 3 и он существенно зависит от радиуса закругления во впадинах резьбы. Так, увеличение радиуса закругле- ния от R = 0,15 до R = 0,2S дает приращение усталостной прочности на 100%. У галтели соединения типа «ласточкин хвост» (рис. 3.13) величина ЭККН зависит не только от радиуса скругления R, но и от высоты паза h и угла клина 6. Например, при h = 18 4- 30 и б = 45 4- 70° ЭККН равен 1,6—3. Рис. 3.12. К определению ЭККН в резьбе при изгибе и кручении Рис. 3.13. Сопряжения у основания соединения типа «ласточкин хвост» 125
§ 1. ВЗАИМОЗАМЕНЯЕМОСТЬ, ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ И РЕМОНТОПРИГОДНОСТЬ АВИАЦИОННОМ ТЕХНИКИ 1. Критерии взаимозаменяемости Для серийного производства самолетов (вертолетов), их дальнейшей эксплуа- тации и особенно ремонта взаимозаменяемость отдельных деталей, узлов и агре- гатов (крыла, хвостового оперения, фюзеляжа и др.) является обязательным тре- бованием. Под взаимозаменяемостью понимают соответствие отдельно изготовленных деталей, узлов и агрегатов между собой не только по конструкции, геометричес- ким размерам, форме, но и по таким, например, параметрам как вес, центровка, жесткость и др., которые позволяют сохранить летные характеристики, получен- ные на опытном самолете (вертолете). Эти критерии требуется соблюдать и при изготовлении новых н восстанавливаемых деталей узлов и агрегатов в процессе ремонта. Различают внутреннюю и внешнюю взаимозаменяемость: внутренняя — это взаимозаменяемость деталей, узлов панелей, из которых собираются агрегаты или отсеки; внешняя — это взаимозаменяемость уже собранных агрегатов, отсе- ков или приборов при соединении их по внешним поверхностям, образующим разъемы или стыки. Эти взаимозаменяемости связаны между собой и зависят от точности изготовления стыковых поверхностей и точности расположения отвер- стий под болты и т. п. Поэтому конструкторы при создании опытного образцч самолета (вертолета), разработке технологии, оснастки и инструмента принимают все меры, чтобы обес- печить взаимозаменяемость как можно большего количества деталей, узлов и аг- регатов. В целях обеспечения производственных и эксплуатационных требований производят членение планера на агрегаты, отсеки, узлы; предусматривают разъ- емы для членения систем и вырезы для подхода к труднодоступным местам. 2. Значение взаимозаменяемости в эксплуатации и при ремонте Различные агрегаты планера, механизмы и оборудование самолета имеют разные назначенные и межремонтные ресурсы, приведенные для некоторых самолетов в табл. 3.1. Таблица 3. 1 Назначенный и межремонтный ресурс агрегатов и частей пассажирских самолетов и вертолетов Название агрегата Назначенный ресурс, ч Межремонтный ресурс, Планер самолета 20 000—30 000 2 000—5 000 Реактивный двигатель 2 000— 3 000 500—700 Фюзеляж вертолета 8 000—10 000 1 000—1 500 Лопасти несущего винта вертолета (металлической клееной конструкции) 2 000—3000 200—300 Рулевой винт вертолета 2 000—2 500 1000 Шасси самолета 10 000—12 000 взлето-посадок 5 000 взлето-посадок Из таблицы следует, что за период назначенного ресурса планера самолета отдельные его агрегаты (шасси, двигатель) заменяются от 2 до 10 раз. Кроме того, при эксплуатации возможны различные повреждения и отказы агрегатов, вслед- ствие этого агрегаты потребуется заменять раньше. 126
Естественно, что повышение количества взаимозаменяемых агрегатов и де- талей снижает затраты на эксплуатацию и сокращает сроки ремонта самолетов. Так, например, высокая взаимозаменяемость по стыкам и разъемам агрегатов вертолета с двухлопастным несущим винтом обеспечивает возможность заме- нить силовую установку в течение 40 мин, редуктор рулевого винта —25 мин, шасси —35 мин. ^’ 'Другим важным значением взаимозаменяемости является ее роль при пере- оборудовании самолета для нового назначения за счет смены отдельных агре- гатов. Представим время, затрачиваемое на замену агрегата при ремонте, следующей суммой: У 2 эк= Гр + Ур. п + Усб. эк + Уд, с. эк + У под. эк’ где Тр — время разборки стыка (отсоединение снимаемого агрегата); Др.п — время снятия (механической обработкой) с элементов стыков ре- монтных допусков; Т'сб. эк — время, затрачиваемое на установку агрегата в сборочное положение, соединение его и регулирование для установки; Тд, с. эк — время на выполнение дополнительных операций по разборке и сбор- ке стыковых узлов или элементов систем; Упод. эк — время, затрачиваемое на все виды операций, связанных с подгонкой стыковых поверхностей и систем. Тогда коэффициент эксплуатационной взаимозаменяемости будет а- _ Ур + Ур. п + Усб. эк 1' а К В * Т -Х-Т | Т i Т । Т р ч ' р. П ~ 1 сб. ЭК Ч ' ПОД . ЭК Ч ' д. с. эк Если разъем выполнен по схеме рис. 3.14, а, то требуемое время на снятие и установку руля направления У2 зк = 30 нормо-часов, а по схеме рис. 3.14,6 Tj эк — 75 нормо-часов, так как для того, чтобы снять руль, необходимо предва- рительно ремонтировать киль и затем отделить руль от киля. Следовательно, эк — У2эк = 45 нормо-часов = Тя. с. эк, т- е. время на выполнение допол- нительных сборочно-разборочных работ составляет 45 нормо-часов. Конструкция разъема рис. 3.14, б менее технологична, чем разъема рис. 3.14, а, поэтому (Кэк. в)а (*эк. в)б • Взаимозаменяемость оценивается не только коэффициентом Кж, в, 1,0 и вре- менем, затрачиваемым на замену агрегатов без учета времени на специальную доработку их узлов стыка. Рис. 3.14. Конструктивные варианты разъема киля с рулем направления: / — киль; 2 — руль направления; 3— вал управления; 4—опорный узел вала управления 127
3. Связь взаимозаменяемости с системой допусков и посадок Для обеспечения взаимозаменяемости деталей необходимо получить разме- ры соединяемых деталей с определенной точностью обработки. Точностью обработки называется степень соответствия действительного размера дета- ли размеру, заданному чертежом. Для получения необходимой точности обработ- ки введена система допуск о"в и посадок с учетом степени подвиж- ности соединений. Номинальный размер детали. При проектировании деталей их основные размеры устанавливаются конструктором на основании расчета на прочность или выбираются в зависимости от технических и эксплуатационных требований. Эти размеры округляются до ближайшего большего в соответствии с рядами нормальных линейных размеров, определяемых ГОСТ 6636—60. Этот размер на- зывается номинальным размером детали и указывается на чер- тежи детали «Дн». Для соединения двух деталей’общий номинальный размер называется номинальным размером соединения. Действительный размер. При изготовлении детали получается размер, отли- чающийся от номинального из-за неточности обработки. Такой размер называет- ся действ и тельным размеромион может колебаться в определен- ных пределах, связанных с погрешностью обработки. Предельный размер. Размеры, между которыми может колебаться действи- тельный размер детали, называются предельными размерами. Боль- ший из них называется наибольшим предельным размером и обозначается «Дб», а меньший — наименьшим предельным размером «Дм». Вал и отверстие. При соединении двух деталей, входящих одна в другую, различают охватывающую и охватываемую поверхности. Охватывающая повер- хность у цилиндрических соединений называется отверстием, а охватывае- мая — валом. Условно термины «отверстие» и «вал» применяются и для других форм деталей, например, паз под шпонку и сама шпонка, ключ под гайку и сама гайка и т. д. Действительное отклонение размера — алгебраическая разность между дей- ствительными и номинальными размерами. Отклонение считается п о- ложительным, если действительный размер больше номинального, и о т- рица тельным, если действительный размер меньше номинального. Верхнее «во» и нижнее «но» отклонения. Алгебраическая разность между на- ибольшим предельным размером и номинальным называется верхним пре- дельным отклонение ми обозначается «во», а между наименьшим пре- дельным размером и поминальным — п и ж н и м предельным откло- нением и обозначается «но». во = Дб—Ди; но = Дм— Дн. Допуск размера— разность между наибольшим и наименьшим предельными размерами: ’,i б = Дб—Дм. Допуск можно выразить через'предельпые отклонения 6 = во— но. Графическое обозначение допусков. При графическом изображении допусков отклонения размеров откладываются от нулевой линии, которая соответствует но- минальному размеру. Положительные отклонения откладываются вверх от ну- левой линии, а отрицательные — вниз (рис. 3.15). Все параметры, относящие- ся к отверстию, принято обозначать буквой А, а к валу — буквой В. Таким обра- зом, при графическом изображении допусков соединения двух деталей наимень- ший и наибольший предельные размеры отверстия и вала будут соответственно: Анб и Анм; Внб и Внм. Поле допуска — площадь, заключенная между линиями предельных откло- нений. 128
Отклонения могут быть положительными, отрицательными или равными нулю. На чертежах перед численным значением отклонения ставится знак плюс или минус. Посадка — характер соединения двух деталей, обеспечивающий в той или иной степени их свободу относительного перемещения или прочность их соеди- нения. Каждый вид посадки зависит от наличия зазора или натяга в соеди- нении. Зазор и натяг. Положительная разность между диаметрами отверстия втулки и вала называется зазором, а положительная разность между диаметрами вала и отверстия втулки до сборки соединения называется н а т я г о м. По степени подвижности посадки подразделяются на: посадки с зазором, посадки с натягом и переходные посадки. Если в соединении деталей диаметр отверстия больше диаметра вала, то получается посадка с зазором, а если диаметр вала больше диаметра отверстия до сборки, то получается посадка с натягом. Переходные посадки в соединениях дают небольшие натяги или зазоры. Чаще всего они применяются в неподвижных соединениях, требующих хорошего цен- трирования и относительно частой разборки. К посадкам с натягом относятся: горячая (Гр); прессовая (Пр); легкопрес- совая (Пл). К посадкам с зазором относятся: скользящая (С); движения (Д); ходовая (X); легкоходовая (Л); широкоходовая (Ш); теплоходовая (ТХ). В этом перечне посадки расположены от наиболее жестко обеспечивающей неподвижность соединения (Гр) до посадки с наиболее свободным относительным соединением деталей (ТХ). К переходным посадкам относятся: глухая (Г); тугая (Т); напряженная (Н); плотная (П). Для обеспечения посадки с зазором устанавливаются предельные значения величины зазоров — наибольший и наименьший. Наибольший зазор — разность между наибольшим предельным размером отверстия и наименьшим пределом вала: Знб = Анб—Внм = (Ав + воА) — (Вн—ноВ) = воА + ноВ. Из этого уравнения видно, что наибольший зазор может быть выражен как сумма верхнего отклонения отверстия и нижнего отклонения вала. Наименьший зазор — разность между наименьшим предельным размером отверстия и наибольшим предельным размером вала: Знб =АНМ Внб = (АНД- ноА) — (Ви воВ) = ноА —воВ, ныи. размер соединения Рис. 3.15. Схема изображения допусков вала и отверстия: а — посадка с зазором; б — посадка с натягом 5 Зак. 223 129
или наименьший зазор есть разность между нижним отклонением отверстия и верхним отклонением вала. Для обеспечения посадки с натягом устанавливаются предельные значения величин натягов — наибольший и наименьший. Наибольший натяг — разность между наибольшим предельным размером вала и наименьшим предельным размером отверстия: Ннб = Внд Анм = (Вн 4" воВ) — (Ан 4" ноА) = воВ — ноА. Наименьший натяг — разность между наименьшим предельным размером вала и наибольшим предельным размером отверстия: Ннм = Внм —Анб = (Вн 4- ноВ) — (Ан 4- воА) = ноВ — воА. Допуск посадки — разница между наибольшим и наименьшим размерами (в посадках с зазором) или наибольшим и наименьшим натягом (в посадках с на- тягом): 63 — Знб Знм = (Айб Анм) 4- (Вйб — Внм); 6Н — Ннб — Ннм = (Анд—Анм) 4- (Внб — Внм). Так как Айд—АЙМ = 6А, а Вид—ВНМ = 6В, то 63 —6Н = 6А4-6В. Таким образом, допуск посадки равен сумме допусков отверстия и вала. * 4. Классы точности Для сравнения точности изготовления деталей при различной обработке вве- дено понятие «единица допуска». Многочисленные опыты механической обработ- ки показали, что точность изготовления зависит от величины диаметра детали. Единица допуска. В системе допусков ГОСТ на гладкие цилиндрические поверхности единица допуска выражается зависимостью з___ i = 0,5 yd, где 0,5 — коэффициент степени точности; d — номинальный диаметр детали. Таким образом, допуск на любой размер можно выразить формулой 6 = ai, где а — количество единиц допуска. Единица допуска является мерой точности при изготовлении деталей различ- ных диаметров. Пример. Вал диаметром 27 мм обработан с точностью 6, = 30 мкм, а вал диаметром 64 мм — с точностью 62 = 40мкм. Для решения вопроса, какой вал точнее, необходимо посчитать количество единиц допуска, а затем сравнить их между собой: 61 30 6, 40 „ „ д1== — =-----3 — 20 ед: а2 = —=---------- = 20ед. »' 0,5/27 i 0,51^64 Отсюда видно, что оба вала обработаны с одинаковой степенью точности. Классификация точности. Единицы допуска являются основой для классифи- кации точности. В системе допусков установлено десять классов точ- ности для номинальных размеров от 1 до 500 мм', 1, 2, 2а, 3, За, 4, 5, 7, 8, 9. Классы точности 1, 2, 2а, 3, За, 4, 5 применяются для сопрягаемых размеров, а 7, 8, 9—для свободных размеров. Н' Чем выше точность, тем выше качество детали, но дороже обработка, по- этому конструктор, выбирая класс точности, учитывает также экономичность изготовления ее. 130
5. Шероховатость поверхности Наряду с точностью изготовления большое значение имеет шероховатость поверхности, которая образуется при обработке, как след от инструмента. Высо- та микронеровностей, образующихся при обработке, характеризует чистоту по- верхности детали. По ГОСТ 2789—59 для характеристики шероховатости в зависимости от ме- тода обработки установлены следующие 14 классов чистоты по- верхности: Течение, сверление, строгание — черновое..............1—3 » » » — чистовое.................4—7 Шлифование грубое...........................; . . . . 6—7 » чистовое..................................8—9 » тонкое....................................9—10 Полирование чистовое..................................9—12 » отделочное.....................................12—13 Хонингование предварительное..........................10—12 » окончательное.............................13—14 Суперфиниширование чистовое...........................11—12 » тонкое.............................13—14 Класс чистоты определяется средним арифметическим отклонением профи- ля Ра и высотой неровностей Pz. 6. Обозначение допусков и посадок на чертежах По ГОСТ 9171—59 на чертежах предельные отклонения указываются пос- ле номинального размера числовыми величинами в миллиметрах или буквен- ными обозначениями, а обозначение класса — в виде индекса к нему (индекс 2-го класса не ставится), например, 03ОХ3, 040/7, 04OZoo;o°iB. Если верхние и нижние отклонения равны, то на чертеже указывается 1 раз величина отклонения со знаками плюс—минус. Например, 60 ± 0,1. Отклоне- ние, равное 0, на чертежах не указывается. Например, 4О_о,2 или 70+0>18 и т. д. Как исключение, допускается указывать величину отклонений после буквен- ного обозначения посадки в скобках, например 50Х (Zofso)- На сборочных чертежах предельные отклонения размеров деталей указываются дробью: в чис- лителе — условное обозначение или числовые величины отклонений отверстия, а в знаменателе — условное обозначение или числовые величины отклонений А +0,032 вала, например 060 -у или 0 60 0 ьПИ Л Ч — О’, 040/ 7. Эксплуатационная технологичность Простота и удобство проведения осмотров и регулировок, работ по замене двигателей, узлов и агрегатов и, как следствие этого, продолжительность техни- ческого обслуживания и ремонта, зависят прежде всего от того, в какой мере кон- струкция самолета приспособлена к проведению профилактических и ремонтных работ в процессе эксплуатации. При этом конструкция и технология техничес- кого обслуживания и ремонта должны быть взаимосогласованы. Содержание технологии технического обслуживания и ремонта во многом определяется сроками службы деталей, узлов и агрегатов между текущими ос- мотрами и ремонтами. Поэтому конструкцию самолета, для того чтобы она была наиболее простой и удобной при техническом обслуживании и ремонте, разраба- тывают с учетом межосмотровых и межремонтных сроков службы того съемного и несъемного оборудования, которое предполагается устанавливать на самолет. При этом руководствуются следующим правилом. Агрегаты, узлы и детали, требующие частых контрольных осмотров, регулирования, ремонта и замены, 5* 131
размещают в местах, к которым имеется свободный доступ; они должны быть легкосъемными и полностью взаимозаменяемыми. Важное значение в эксплуата- ционной технологичности имеет унификация систем и преемственность назем- ного оборудования. Таким образом, под эксплуатационной технологичностью авиационной тех- ники подразумевается удобство подходов при выполнении регулировочных, мон- тажных, демонтажных и других работ в процессе эксплуатации и ремонта, взаи- мозаменяемость агрегатов, узлов и деталей, уровень автоматизации контроля состояния авиационной техники и механизации процесса подготовки к полетам при наименьших производственных циклах, затратах труда и материалов на 1 ч налета. Удобство доступа к объекту обслуживания имеет большое значение для сокращения времени и трудовых затрат на техническое обслуживание и устранение дефектов. Совершенствование аэродинамических форм современной авиационной тех- ники затрудняет обеспечение удобства доступа к узлам для их подготовки к по- летам и ремонта. Однако конструкторы стремятся создать необходимое удобство подхода путем группирования агрегатов самолетных систем на специальных съем- ных панелях, размещения агрегатов и их коммуникаций в специальных отсеках и обеспечения доступа к каждой группе агрегатов через легко открывающиеся люки больших размеров. В условиях эксплуатации удобный доступ особенно необходим к ответственным узлам и трущимся деталям самолета, нуждающимся в частом осмотре, смазке и регулировании, а также к штуцерам подсоединения наземного оборудования и питания. Панели люков должны открываться без применения специального инстру- мента и обеспечивать многократное открывание и закрывание в течение срока службы самолета. Легкосъемность агрегатов, узлови деталей означает возможность (приспособленность) их быстрой замены с минимальными затратами времени и труда. Поскольку удобным способом устранения дефектов в эксплуа- тации является замена неисправного агрегата, то требование легкосъемности имеет важное значение. Необходимо, чтобы система крепления узлов и агрегатов, заменяемых в ус- ловиях эксплуатации, позволяла упростить трудоемкость крепежных работ. Все детали, подвергающиеся быстрому изнашиванию, должны быть легкосъем- ными. Значительно облегчают трудоемкость работ и сокращают время монтажа и демонтажа быстроразъемные соединения. Взаимозаменяемость имеет большое значение для сокращения затрат труда, материалов и простоев авиационной техники при техническом об- служивании и ремонте. От нее, в первую очередь, зависит успешное внедрение агрегатно-узлового метода ремонта, при котором необходимые ремонтные работы и замена отработавших ресурс агрегатов и узлов легко и быстро выполняются в процессе эксплуатации при проведении периодического технического обслу- живания. Преемственность наземного оборудования для технического обслуживания. Под преемственностью наземного оборудования понимается возможность использования уже существующих в аэро- портах средств механизации и оборудования для технического обслуживания но- вого типа самолета. Чем больше средств механизации и оборудования из числа имеющихся в эксплуатационных авиапарках будет удовлетворять требованиям технического обслуживания новой авиационной технике, тем выше эксплуатаци- онная технологичность этого самолета в отношении преемственности наземного оборудования. Этот фактор оказывает значительное влияние на организацию рабочего мес- та обслуживающего персонала, сроки и себестоимость технического обслужи- вания. Унификация систем, узлов, агрегатов и крепеж- ных деталей'— сокращение количества типов применяемых на самолетах агрегатов, узлов и деталей одного и того же назначения намного упрощает и удешевляет техническое обслуживание и ремонт и уменьшает номенклатуру за- пасных частей на складах унификационных и ремонтных предприятий. 132
8. Показатели трудоемкости и стоимости технического обслуживания и ремонта Средняя трудоемкость технического обслуживания — средние трудозатра- ты на проведение технического обслуживания изделия за определенный период эксплуатации. Средняя трудоемкость технического обслуживания измеряется в человеко- часах и зависит не только от свойств самого изделия, но и от уровня организа- ции обслуживания и механизации (квалификации обслуживающего персонала и т. и.). Пример 1. До первого капитального ремонта изделия проводится пять плановых технических обслуживании со средней трудоемкостью 120 чел-ч каждое. Кроме того, в среднем на каждое изделие затрачивается по 200 ч на уст- ранение отказов во время работы (текущий ремонт). Тогда средняя трудоемкость технического обслуживания до первого капитального ремонта составит 5 • 120 + 200 = 800 чел-ч. Удельная трудоемкость технического обслуживания — отношение средней трудоемкости технического обслуживания к средней наработке изделия за один и тот же период эксплуатации (измеряется в человеко-часах в единицу нара- ботки). Пример 2. Пусть в условиях примера 1 наработка за период до пер- вого капитального ремонта составляет в среднем 8000 ч. Тогда удельная , 800 трудоемкость технического обслуживания за этот период будет ^qqq = = 0,1 чел-ч за 1 ч работы. Средняя трудоемкость ремонтов — суммарные трудозатраты на средний и капитальный ремонт за определенный период эксплуатации. Средняя трудоем- кость ремонта измеряется в человеко-часах и зависит не только от свойств изделия, но и от уровня организации ремонтов (квалификации персонала, си- стемы организации ремонтов). Средняя трудоемкость может определяться для одного вида планового ремон- та (среднего или капитального) или для всех видов плановых ремонтов (всех сред- них, всех капитальных ремонтов) за определенный период эксплуатации. Удельная трудоемкость ремонтов — отношение средней трудоемкости ре- монтов к средней наработке изделия за один и тот же период эксплуатации (изме- ряется в человеко-часах в единицу наработки). Единицей наработки могут быть: единицы времени (час, месяц, год), едини- цы веса (килограмм, тонна), единицы длины (метр, километр). Средняя стоимость технического обслуживания — стоимость средних сум- марных затрат на проведение технического обслуживания изделия за определен- ный период эксплуатации (измеряется в рублях). Пример 3. Пусть в условиях примера 1 средняя стоимость одного планового техобслуживания составляет 240 руб., а средняя стоимость 1 ч работы по техобслуживанию (с учетом стоимости запасных частей) составляет 6 руб. Тогда средняя стоимость техобслуживания до первого капитального ремонта будет 5 • 240 + 200 • 6 = 2400 руб. Удельная стоимость технического обслуживания — отношение средней сто- имости технического обслуживания к средней наработке изделия за один и тот же период эксплуатации (измеряется в рублях в единицу наработки). Пример 4. Пусть в условиях примера 3 наработка за период до первого ка- питального ремонта составляет в среднем 8000 ч. Тогда удельная стоимость тех- 2 400 нического обслуживания за этот период будет gQQQ' = 0,3 руб!ч. Средняя стоимость ремонтов — стоимость средних суммарных затрат на средний и капитальный ремонты за определенный период эксплуатации (измеря- ется в рублях). Для определения средней стоимости ремонтов расходы на ремонт одного из- делия за определенный период суммируются для изделий одного типоразмера и исполнения. 133
Под определенным периодом может пониматься наработка До первого капи- тального ремонта между двумя капитальными ремонтами и т. п. Удельная стоимость ремонтов — отношение средней стоимости ремонтов к средней наработке изделия за один и тот же период эксплуатации (измеряется в рублях в единицу наработки). Коэффициент восстановления ресурса — отношение межремонтного ресурса капитально отремонтированных изделий к назначенному ресурсу (гарантий- ной наработке) новых изделий. Например, для топливного насоса ПНВ-2 коэффициент восстановления ре- сурса равен: Кв = 1ьА = 0,75, Т р. н где Гр.к — межремонтный ресурс насоса после капитального ремонта; Т'р.и — назначенный ресурс (гарантийная наработка) нового изделия. 9. Ремонтная экономичность Ремонтная экономичность характеризуется тремя коэффициентами: 1) отношением трудозатрат Птр на все ремонты и техобслуживание за весь период эксплуатации изделия к трудозатратам /7Т.И на его изготовление 2) отношением затрат Ср на ремонт и техобслуживание за весь период эк- сплуатации изделия к затратам Си на его изготовление к = Ср Р Си ’ 3) отношением веса материала (?р, затраченного на ремонт за весь период эксплуатации изделия, к весу материала (?и, затраченного на его изготовление: К =-^Р-. м'р <2и Производственный допуск — допуск, устанавливаемый стандартами, техни- ческими условиями и другими документами на параметры и сборку изготавливае- мого устройства. Ремонтный допуск — допуск, устанавливаемый техническими условиями и другими документами на параметры и сборку ремонтируемого изделия. Эксплуатационный допуск — допуск, устанавливаемый инструкциями и другими документами на параметры эксплуатируемых изделий. § 3. ВЫБОР МАТЕРИАЛОВ И РАЗМЕРОВ. МОНОЛИТНЫЕ И ТЕРМОКОМПЕНСИРОВАННЫЕ КОНСТРУКЦИИ 1. Выбор материала для ремонта При изготовлении узлов и деталей расчет на прочность ведется обычным ме- тодом последовательных приближений. Сначала по заданным техническим усло- виям выполняется предварительный расчет, определяются основные размеры детали. По полученным данным составляют эскизный чертеж детали или узла. 134
При этом выбранные размеры округляются и изменяются в соответствии с кон- структивными соображениями, стандартами и нормалями. Запас прочности. После составления чертежа выбирается материал и произ- водятся проверочные расчеты для определения коэффициентов запаса прочности в наиболее напряженных деталях узла. Запас прочности f любого элемента конструкции представляет собой отношение разрушающего напряжения к напряжению, возникающему от действия расчетных нагрузок: о’расч После оценки запаса прочности вносят соответствующие изменения и исправления в чертежи и снова выполняют проверочные расчеты. Требования к выбранному материалу. Выбранный материал должен обла- дать: 1) высокой прочностью и малым удельным весом; 2) неизменяемостью механических качеств и веса от времени и действия окружающей среды; 3) необходимой усталостной прочностью и вязкостью; 4) максимально возможной стойкостью против коррозии; 5) свойствами, позволяющими применять прогрессивные процессы при его обработке (прессование, штамповка, прокат, сварка, литье и т. д.). Прочностные характеристики материалов. Для определения взаимосвязи веса и прочности введено понятие удельной прочности материа- л а, под которой подразумевают отношение прочностной характеристики мате- 7 ств\ риала к его удельному весу — . \ У / В табл. 3.2 приведены прочностные характеристики материалов и место, занимаемое ими по удельной прочности, при t = 20° С. Удельная прочность учитывает комплексные показатели материала, ее еще называют качественным числом. Так, титановые сплавы по удельному весу тяжелее алюминиевых на 60— 70% , но прочнее их в 2—4 раза, следовательно, по удельной прочности титановые сплавы для самолетов более выгодны. Современные конструктивные материалы имеют удельную прочность от 16 до 25, а некоторые — до 35—40. При выборе материала необходимо учитывать сопротивляемость его динами- ческим нагрузкам, определяемую ударной вязкостью и пределом усталости, на- личие сырья, технологические, экономические и эксплуатационные факторы, а также ползучесть материала при нагреве до 1200—-1800° С и выше. Формулы удельной прочности. Для определения удельной прочности матери- алов при различных видах деформации применяются следующие отношения: Сеж — — на растяжение;-----------на сжатие; У У ——на срез; -----------—на изгиб; У У р —на кручение; 1 £2 ---— на продольный изгиб. При использовании данных формул необходимо учитывать условия геомет- рического подобия поперечных сечений и возможность потери устойчивости. 135
Сравнительные расчеты. В некоторых случаях вопрос о выборе материала решается на основании сравнительных расчетов ряда поперечных сечений каждой детали. В конструкции даже при рационально разработанной силовой схеме могут быть слабонагруженные детали. В этом случае стремление получить расчетные напряжения в их сечениях приводит к тому, что размеры этих сечений окажутся слишком малыми, недопустимыми с точки зрения технологии их производства и обработки. В этом случае обычно применяют материалы с возможно меньшими удельными весами. 2. Равнопрочность деталей конструкции Конструкция детали считается равнопрочной, если при разрушающих на- грузках во всех сечениях детали действуют разрушающие напряжения. В боль- шинстве конструкции точное выполнение этого условия осуществить невозмож- но. Однако конструкторы стремятся выбрать такую форму детали, которая в на- ибольшей степени отвечала бы условиям равнопрочности, если нет специальных требований, предъявляемых к жесткости конструкции. Прочностные характе- ристики некоторых материалов даны в табл. 3.2. Таблица 3.2 Прочностные характеристики материалов и место, занимаемое ими по удельной прочности (при 20° С) 6 , § X X о со и EJ* Е-к. е- X со Е- И си ч х СО Е- хо ЕГ X Модуль Ч Я CD Е- О, СЧ - со о 5*»° о со ” СО >>2 О Ем О, « ". СО О ~ упругости Материал С О- и ч х 5 и ~ О ЕГ 2 е о с е- =5 S со X О X с 2 X S g Е- X<t 5 ~ ~ О« Е- оС°й при про- дольном 2 и S о ЕГ 2 с о си н СЧ 2 о с о схц, С « в о Л X изгибе S & CD w X X о « X X О да D _ s Е- Ч ЕГ ® О СО О Е, кГ/см* Хода с S * со 2 ЕС СО СО 2 X ±7 в- X С о е> сч со tf о, СО S СЧ ф о СО 2 X Титановый сплав 10 000 1 6 500 1 10 000 3 1-1-10е 3 Легированная сталь 16 000 2 10 000 2 16 000 4 2.1-10» 5 Нержавеющая 13 000 3 8 500 3 13 000 5 2-10» 4 сталь Магниевый сплав 3 000 4 1 800 4 3 000 1 4,3-10» 1 Алюминиевый сплав 4 400 5 2 600 5 4 400 2 7,5-10» 2 3. Влияние размеров изделия на механические свойства Сопротивление стальных деталей хрупкому разрушению зависит не только от состояния материала, из которого они изготовлены, но и от их размеров. С уве- Рис. 3.16. Влияние величины диаметра d стеклянной нити на сопротивление отрыву КОтр личением размеров изделия сопротивление его хрупкому разрушению уменьшается. Это яв- ление наблюдается и у других материалов, которым свойственно хрупкое разрушение. Сопротивление отрыву зависит от проч- ности наиболее слабого места в напряженном объеме материала образца. Если дефекты материала расположены в объеме металла равномерно и чем больше дефект, тем реже он встречается, то с увеличением объема образца его сопротивление отрыву уменьша- ется, поскольку с увеличением объема растет вероятность попадания в этот объем более значительного дефекта. Например, прочность стеклянной нити (сопротивление отрыву jp0Tp) резко увеличи- вается по мере уменьшения ее диаметра d (рис. 3.16). 136
Масштабный фактор в полной мере проявляется на деталях нз стали как при растяжении, так и при изгибе, причем при изгибе прочность получается более высокой, чем при растяжении. Объясняется это тем, что при изгибе объем сопро- тивляющейся массы металла при одинаковых напряжениях будет значительно меньше, чем при растяжении; при кручении хрупкое разрушение также насту- пает при больших напряжениях, чем при растяжении. Изменение размера об- разца, в свою очередь, существенно влияет на механические характеристики пластичных сталей (табл. 3.3). Как следует из таблицы, наиболее сильно раз- мер образца влияет на предел пропорциональности и в некоторых случаях при увеличении диаметра образца от 5 до 40 мм падает более чем на 25%. Масштабный фактор проявляется и при хрупком разрушении в коррозионной среде. Так, с уменьшением поверхности прочность образца при погруже- нии в коррозионную среду увеличивается. Т а б л и ц а 3.3 Механические свойства стали при различных размерах образца Марка стали и ее термическая обработка Диаметр образца d, мм Предел прочности ав, кГ/мм* Предел пропор- циональ- ности ап, кГ/мм* Предел текучести ао, кГ/мм* Сопротив- ление разруше- нию SK, кГ/мм* Сужение попереч- ного сечения, Ф- % Сталь ЗОХГСА, изо- 5 122 42,3 84,0 252 52,3 термически закален- 10 121 35,9 78,0 207 49,7 ная в селитре при 20 119 34,0 73,0 195 45,8 320° С 40 119 32,8 71,0 186 40,4 Сталь 18ХНВА, за- 5 114 69,6 103 195 64,6 каленная и отпущен- 10 115 68,5 104 200 61,7 ная при 550° С 20 113 62,4 97,5 182 59,5 40 111 53,1 95,0 177 49,1 Сталь 40ХНМА, за- 5 103 78,2 88,1 171 55,7 каленная и отпущен- 10 103 71,3 85,2 171 52,6 ная при 550° С 40 100 68,7 82,0 152 49,2 4. Влияние нагрева на деформированный металл Пластическая деформация холодных металлов и сплавов приводит их к тер- мически неустойчивому состоянию. Нагревом нагартованного материала до малых температур (для железа 200—300° С) происходит восстановление искажен- ной кристаллической решетки (явление называется возвратом или отдыхом). При этом механические свойства восстанавливаются на 20—30%, а изменение микроструктуры не происходит. При высоком нагреве начинается изменение микроструктуры материала, про- исходит рост зерен и образование равновесной недеформированной структуры (процесс называется рекристаллизацией). Для чистых металлов, подвергнутых деформации в холодном состоянии, температура начала заметной рекристаллизации находится по формуле Трекр = 0,4 Тплавл, где Грекр — абсолютная температура начала рекристаллизации; Тплавл — абсолютная температура плавления металла. Так, например, температура начала рекристаллизации для железа равна 450° С, для меди — 270° С, для алюминия 100° С, а для легкоплавких металлов (свинец, олово) она ниже 0°. Рекристаллизация является средством восстановления пластичности нагар- тованного материала. Кроме того, если материал обжат до предела (но желаемое 137
сечениё еще не получено) и требуется дальнейшее обжатие, то применяют рекри- сталлизационный отжиг, В ряде случаев рекристаллизация оказывает отрицательное влияние на свой- ство деталей (в эксплуатации быстро разрушается), если деформация деталей по их сечению при ковке (штамповке) получается различной. 5. Влияние технологических факторов на качество деталей Остаточное напряжение. Остаточные напряжения возникают вследствие пластической деформации, а также в процессе быстрого охлаждения. Сжимающие остаточные напряжения на поверхности элементов самолета при- водят к повышению предела усталости. Наклеп и перенапряжение. На углеродистую сталь наклеп действует благо- приятно, повышая предел усталости. Перенапряжение материала знакопеременными нагрузками способствует образованию трещин в наиболее слабоориентированных (по отношению к направ- лению действия нагрузки) зернах, что вызывает быстрый излом металла. Невысо- кий нагрев перенапряженных деталей несколько повышает предел усталости. Это происходит вследствие старения стали, которое компенсирует потерянную прочность. Обкатка поверхности производится роликом, катящимся по поверхности детали под определенным давлением. Например, можно значительно повысить предел усталости деталей с тугими посадками, если перед посадкой подвергнуть эти детали обкатке. Предел усталости деталей с наклепанной поверхностью повышается в сред- нем на 10—20%. В условиях коррозии повышение предела усталости, вызванное обкаткой, более эффективно. Так, предел усталости при коррозии составляет без обкатки 11 кГ/мм*, а после обкатки — 47 кг/мм?. При отсутствии коррозии обкатка повышает предел усталости той же стали с 45 до 55 кГ/мм?. Обдувка дробью. Это упрочнение особенно эффективно в тех случаях, когда необходимо упрочнить места концентрации напряжений. Степень наклепа и глу- бина наклепанного слоя, т. е. степень повышения прочности зависит от эф- фективности дробеструйной обработки. ил Влияние режимов обработки резанием. Скорости и глубина резания, вели- чина подачи и геометрия режущего инструмента оказывают существенное влия- ние на усталостную прочность (табл. 3.4). Таблица 3.4 Влияние режимов резания на предел усталости при изгибе Подача, мм{об Глубина резания, мм Скорость резания, мм/мин Предел усталости, кГ/мм2 0,03 1,00 20 зо 0,03 1,00 120 34 0,18 0,20 25 28,5 0,18 0,20 100 26 0,25 0,30 15 27,5 0,25 0,30 120 26 Примечания. 1. Скоростью резания называется путь перемещения режущей кромки резца относительно обрабатываемой поверхности илн обрабатываемой поверхности относительно резца в 1 мин. В настоящее время обработка со скоростями резания 500 — 700 м[мин является обычной, а обработку чугуна производят со скоростями до 4000 mJmuh н легких спла- вов—до 10 000 м/мин. 2. Глубиной резаиия называется толщина слоя металла, снимаемого за один проход. 3. Подачей называется величина перемещения резца за один оборот детали. 138
6. Монолитные конструкции Монолитными называются кон- струкции, изготовленные из одного цельного куска материала. Например, лонжероны, цельноштампованные балки, прессованные или штампованные панели крыла, фюзеля- жа и т. д. Передача усилий в заклепочном соедине- нии. Представим себе заклепочное соедине- ние профиля с листом (рис. 3.17), в котором силы от листа передаются на профиль и на- правлены вдоль его оси. Передача сил проис- ходит через заклепку, при этом и в листе, и в профиле напряжения о в сечении, проведен- ном через ось заклепки, возрастают как из-за ослабления сечения заклепочным отверстием, так и из-за возникновения концентрации напряжений у края отверстия. Это приводит к понижению величины среднего напряжения и, как следствие, к увеличению толщин и пло- щадей сечений по сравнению с конструк- цией, не ослабленной отверстием под за- клепку. Передача нагрузки в клеевых соедине- ниях. Соединяя профиль с листом при помощи клея (рис. 3.18), получают выигрыш не только из-за отсутствия сверления в материале листа и профиля, но и вследствие более равномер- ной передачи распределенной нагрузки через всю площадь клеевой пленки. В этом случае для передачи заданных сил потребуется пло- щадь сечения (толщина) листа и профиля меньшая, чем в случае заклепочного соедине- ния. Если в первом случае величина усилия, передаваемого от листа к профилю, зависит от прочности заклепки на срез и смятие, то в случае клеевого соединения величина пере- даваемого усилия зависит от прочности клея на сдвиг. Наиболее выгодным клеевым сое- динением является такое, при котором проч- ность клея близка к прочности материала соединяемых деталей. Передача напряжений в монолитной кон- струкции. В монолитной конструкции (рис. 3.19) лист и профиль составляют одно целое, что дает равномерную передачу напряжений от одних волокон к другим. Поэтому моно- литная конструкция при заданной прочности более выгодна по весу, чем конструкции, полученные путем соединения различных де- талей. Достоинства монолитных конструкций. Большой выигрыш в весе получают при при- менении монолитных конструкций (в два и более раза по отношению к заклепочному или болтовому соединению) для компенсации больших вырезов и для включения тонкостен- ных конструкций в работу по передаче боль- ших сосредоточенных усилий. Практика по- казывает, что применение монолитных кои- Рис. 3.17. Заклепочное соедине- ние профиля с листом Рис. 3.18. Клеевое соединение профиля с листом Рис. 3.19. Монолитная панель профиль — лист Рис. 3.20. Прессованные панели: 1 — отбортовка; 2 — бульбы; 3 — уширение 139
струкций позволяет получить большую экономию веса, упростить изготовление и сборку, увеличить жесткость по сравнению с конструкциями многодетальными. Поэтому монолитные конструкции в настоящее время находят все большее при- менение. 7. Способы изготовления монолитных конструкций и их механические характеристики При изготовлении монолитных конструкций применяются следующие тех- нологические процессы: литье, механическая обработка, горячая штамповка, прессование, травление (химическое фрезерование). Литье — дешевый способ изготовления — позволяет получить конструкцию практически любой формы. Однако сравнительно невысокая прочность литого металла делает его невыгодным по весу для сильно нагруженных деталей. Литье выгодно применять для слабо нагруженных конструкций, когда минимальный размер (толщина и др.), выбираемый из условий эксплуатации (коррозии, жест- кости, случайных нагрузок и пр.), не определяется требованиями прочности. Механическая обработка (фрезерование, строгание) обходится дороже, чем литье, но дает более прочные монолитные конструкции. Кроме того, этот метод изготовления панелей позволяет получить более точные размеры (толщины) эле- ментов сечений, чем другие методы. Горячая штамповка требует наличия штампов и прессов. Стоимость послед- них окупается лишь при достаточно большой серии изделий. Горячая штамповка позволяет получить монолитную конструкцию с произвольным расположением подкрепляющих ребер. Поэтому горячештампованная конструкция является более прочной. Однако допуски на толщину и на радиусы при штамповке больше, чем при фрезеровании, и это приводит к увеличению веса. Путем горячей штамповки нельзя получить на ребрах отборку, бульбы и уширения. Прессование позволяет получить монолитные конструкции только с парал- лельными ребрами, которые для повышения жесткости могут иметь отбортовки 1, бульбы 2 или уширения 3 (рис. 3.20). Прессованные монолитные панели имеют более высокие механические харак- теристики и могут быть изготовлены с более точными размерами, чем горяче- штампованные. Травление (химическое фрезерование). Этот способ заключается в том, что часть поверхности металла защищается покрытием, не доступным для химическо- го воздействия, которому подвергается остальная часть поверхности. При этом происходит вытравливание незащищенного металла. Этот способ сравнительно недорог и позволяет получить различное расположение элементов, повышающих жесткость конструкции, чем отличается от прессования и приближается к горячей штамповке и механическому фрезерованию. 8. Характеристики термокомпенсированных конструкций С повышением температуры изменяются механические и физические свойства материалов: уменьшается предел прочности, возникают явления ползучести. Термостойкость материала. Различные материалы по-разному реагируют на повышение температуры. Способность материала сохранять свои прочностные свойства при повышении температуры называется термостойкостью материала. Термокомпенсированные конструкции. В конструкции, сочлененной из раз- личных деталей, с повышением температуры, помимо падения прочности мате- риала, возникают температурные напряжения, являющиеся следствием неравно- мерного нагрева либо разницы коэффициентов линейного расширения сочленен- ных деталей, выполненных из разных материалов. Температурные напряжения можно не допустить, если одной из сочлененных деталей обеспечить возможность свободной деформации. Такая конструкция, свободно деформирующаяся при нагревании без напряжения, Называется термокомпенсирова иной 140
Рис. 3.21. Сочленение двух деталей 1 и 2, скрепленных в точках А и В Рис. 3.22. Термокомпенсированная ферма: 1,2, 3, 4, 5 и 6 — стержни; 7 и 8 — шар- ниры Свободное тепловое удлинение. Сочлененные две детали 1 и 2 (рис. 3.21) жестко связаны в двух точках А и В (при помощи болтов, заклепок или точеч- ной сварки). Пусть площади сечений этих деталей соответственно равны F\ и F2, модули упругости Е1 и Е2, коэффициенты линейного теплового расширения с, и а2 и температуры нагрева Z, и t2~ Допустим, что детали не соединены между собой в точке В, тогда свободное тепловое удлинение будет: для первой детали AZ( = /0o1AZ1; для второй детали AZ* = l0 а2 At2, где AZj = Zj—t0; At2 — t2—to', to — начальная температура до нагревания. В этом случае расстояния ltl и /<2 между точками А и В для каждой детали соответственно будут: = /о (1 + °1 ДД)‘> If 2 = (1 +°2 ДД) > а разность расстояний = Iq (#1 АД cTgAZg). Нагружение скрепленных деталей. В действительности детали 1 и 2 скрепле- ны между собой в точках А и В и для того, чтобы связь не была- нарушена, не- обходимо сжать первый стержень и растянуть второй (если OjAZj > n2AZ3). При этом обе детали будут деформироваться. Если эти деформации происходят в упругой области, то они соответственно равны: Pi lt, Ei Fi А/о =5Л 2 e,f2 Новое расстояний между точками А и В из условий неразрывности сочле- нения будет — AZ =/<2 + А/Ог> кроме того, Рг = Р2 = Р. Из уравнений, приведенных выше, получим: р diAti—а2 \t2 1 -f- tZj AZj 1 ii2 At Ei Fi + E2 F2 141
Напряжение в соединенных деталях: ___Р_____ a1At1 — a2M2 Fj 1 + ai 1 + а2 &t2 Fi Ei + Е2 ’ 77 Р -£2-2 Д/о У7з 1 -f- ai AG F2 1 4~ а2 &t2 Ei ”f7+ Et При равных температурах нагрева (Д/j = Д/2 = ДУ), но разных а, Е и F получим: Д/ (в!—а.-,} +д4^+^'| ’ £i Е2 F2 \Е^ Е2 F2 ' ДУ («!—а2) (5 2 —' . _L.Zi+_L+A/pZk+JM £j F, Т Е2 т £j F, т ЕJ Эти напряжения могут быть большими и приводить к разрушению, пласти- ческой деформации и к потере устойчивости. А силы Р будут нагружать болты в точках А а В напряжениями среза и смятия, поэтому важно для уменьшения или исключения этих усилий и напряжений применять конструкции с термо- компенсацией, в которых термические деформации не вызывают появления тер- мических напряжений. Пример. На рис. 3.22 показано соединение балки с фермой, все стерж- ни которой (У, 2, 3, 4, 5 и 6) являются компенсаторами неравномерного нагрева (при условии, что все узлы 7, 8 являются шарнирами). Компенсаторные узлы имеют стыковые узлы крыльев, лонжероны, различ- ные подвески, подмоторные рамы и другие конструкции.
РАЗДЕЛ ЧЕТВЕРТЫЙ Техническая эксплуатация и обслуживание систем и конструкций планера § 1. ПЛАНИРОВАНИЕ РАБОТЫ ПО ОРГАНИЗАЦИИ ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ И РАЗЛИЧНЫЕ РАСЧЕТЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ Основной задачей планирования по организации технической эксплуатации является установление такой последовательности и такой организации проведе- ния мероприятий, которые позволяли бы успешно выполнять план летной работы (по перевозке пассажиров, грузов или план летной подготовки по обучению лет- ного состава и т. п.), обеспечивать надежную и безотказную работу авиационной техники в процессе всей ее эксплуатации, постоянно поддерживать установлен- ный уровень надежности и исправности самолетного парка, обеспечивать ка- чественную и своевременную подготовку самолетов к полету в сжатые сроки с ми- нимальными трудозатратами. 1. Виды планирования Планирование осуществляется на год, квартал, месяц, день и другие периоды времени. При этом разрабатываются планы мероприятий на соответствующие пе- риоды, планы-графики выработки ресурса и его восстановления, планы осмотров авиационной техники и средств обслуживания, графики подготовки самолетов к полетам, планы проверки контрольно-измерительной аппаратуры, планы пере- учивания и технической подготовки летного и инженерно-технического состава и т. п. В процессе планирования проводятся расчеты по восстановлению ресурса авиационной техники, на потребное количество горюче-смазочных материалов, специальных жидкостей, запасных частей и расходных материалов. 2. Сетевые модели планирования процесса подготовки самолетов к полетам Основные понятия и элементы сетевой модели планирования процесса под- готовки самолетов к полетам. В основе системы сетевого планирования и управ- ления (СПУ) лежит сетевая модель — графическое изображение плана, получив- шего название сетевого графика. Изображение сетевой модели осуще- ствляется с помощью графика, который состоит из кружков, обозначающих события и соединенных стрелками, соответствующими определенным работам (рис. 4.1). Кружки отображают конечные результаты работ. Работа. Под термином «работа» (i, j) или (/, k) понимается любой трудовой процесс, сопровождающийся затратами времени и ресурсов, т. е. действительная работа, требующая затрат времени и ресурсов (осмотр самолета, заправка, опро- бование двигателя, устранение неисправностей, ожидание при прогреве радио- оборудования и т. п.), а также фиктивная работа, не требующая ни затрат вре- 143
мени, ни ресурсов, но указывающая, что возможность начала одной работы непосредственно зависит от результатов другой. Действительные работы и ожидания изображаются сплошными линиями, фиктивные работы — штриховыми (пунктирными). Событие j — итог какой-то деятельности, промежуточный и окончательный результат выполнения одной или нескольких предшествующих работ, позволя- ющий приступить к выполнению последующих работ. Всякая работа сетевого графика соединяет два события и отражает процесс перехода от одного события к другому. Путь — непрерывная технологическая последовательность работ от исход- ного события до завершающего. Длина пути определяется суммой продолжитель- ностей лежащих на ней работ. Путь, имеющий наибольшую продолжительность, называется критическим. Продолжительность критического пути (ГКр) на сетевом графике обозначается жирными или двойными стрелками. Понятие продолжительности критического пути имеет важное значение в системах сетевого планирования и управления, так как длина критического пу- ти определяет общую продолжительность работ по подготовке самолета к по- летам. Чтобы сократить время выполнения определенного комплекса работ, не- обходимо принять меры, позволяющие сократить сроки выполнения отдельных работ, находящихся на критическом пути. Поэтому понятие критического пути в системах СПУ используется в качестве основы для оптимизации плана выполне- ния работ по конечному сроку. Главной задачей руководства как на стадии составления исходного плана выполнения работ, так и на протяжении всей ста- дии оперативного управления комплексами работ является изыскание методов сокращения продолжительности работ, лежащих на критическом пути, тща- тельный контроль за соблюдением установленных сроков выполнения именно этих работ и принятие оперативных мер по предотвращению их срыва. Правила построения сетевых графиков. В сети не должно быть тупиков, т. е. событий, из которых не выходит ни одна работа, если эти события не являются для данной сети завершающими. Наличие тупиков в сети указывает либо на ошибку в построении графика, либо на то, что результат работ, непосредственно предшествующих этому событию, никому из исполнителей данного комплекса работ не нужен. Следовательно, такие работы излишни и могут быть устранены. В сети не должно быть событий, в которые не входит ни одна работа, если эти события не являются для данной сети исходными. Наличие таких событий в сети свидетельствует о том, что либо допущена случайная ошибка, либо результат или событие как исходное условие для начала выполнения определенной работы никому из исполнителей не задается, и данное событие не может свершиться. В сети не должно быть замкнутых контуров, т. е. путей, соединяющих данное событие с ним же самим. Наличие такого контура указывает на случайную или логическую ошибку, допущенную при построении сетевого графика. Нумерация событий. В правильно составленном сетевом графике не должно быть работ, имеющих одинаковые цифры, т. е. в графике должно соблюдаться условие: каждое последующее событие должно иметь номер больший, чем преды- дущее. В случае, если к событию ведут несколько путей с различным числом работ, то выбирается наибольшее число. Одинаковые числа работ соответствуют одинаковому их рангу. Нумерация проводится в порядке возрастания рангов. Расчет параметров сетевого графика. Система сетевого планирования и уп- равления основана на определении критического пути и последующей оптимиза- ции выполняемых работ по времени и ресурсам, поэтому нахождение крити- ческого пути, резервов времени работ и наступления событий является одной из важных задач при разработке сетевого графика. При расчете графика необходимо определить: Л Рис. 4.1. Сетевая модель Рис. 4.2. Расчетная схема сетевого графика 144
наиболее ранние и наиболее поздние сроки начала, окончания работ и на- ступления событий; продолжительность критического пути и лежащие на нем работы; резервы времени для работ и событий, не лежащих на критическом пути. Расчет сетевого графика производится по формулам и связан с определением понятий временных параметров сети и с расчетной схемой. За расчетную схему (рис. 4.2) условно принимается сеть, состоящая из четырех событий (h, i, j, k) и трех работ, заключенных между ними (К, z; /, j; f, k). Условные обозначения, принимаемые при расчете сетевого графика: R (Ln) — резерв времени пути; ti,j — продолжительность данной работы; tjb — продолжительность последующей работы; Ткр — продолжительность критического пути; T(Ln) — продолжительность любого пути; ti — время наступления предшествующего события; tj — время наступления последующего события; tpi — ранний срок наступления события; tni — поздний срок наступления события; — ранний срок начала работы; f- ”. — поздний срок начала работы; Ri — резерв времени работы; R”. — полный резерв времени работы; Rj . — свободный резерв времени работы. Расчет сетевого графика проводится в такой последовательности: определяются ранние сроки начала и окончания всех работ, начиная от ис- ходного события и кончая завершающим; по вычисленным срокам работ определяется критический путь; определяются поздние сроки начала и окончания работ; определяются ранние и поздние сроки наступления событий; вычисляются резервы времени, путей и работ. Ранние сроки начала и окончания работ определяются для каждой работы в отдельности последовательным переходом от более ранних событий к более поздним, т. е. слева направо. Сроки начала и окончания работ определяются совместно. Ранний срок окончания работы равен: Ранние сроки начала работ, начинающиеся с события 1, равны 0, т. е. ран- ние сроки окончания этих работ равны их продолжительности: /Р.° _/ ‘i.j-ti.r Ранний срок начала последующей работы равен раннему сроку окончания данной работы /Р-н __/р.о Если данной работе предшествует несколько работ, то ранний срок начала равен максимальному значению из всех равных сроков окончания предшест- вующих работ: ^Z,’ k ~ max / = ( ° )max • Максимальное значение раннего срока окончания какой-либо из работ, окан- чивающихся в завершающем событии, определяет одновременно и ее поздний срок окончания, а также продолжительность критического пути, состоящего из суммы времени всех работ этого пути: max =7’Kp = max2/t.|/. 145
Поздние сроки начала И окончания работ определяются обратным ходом от завершающего события к исходному, т. е. справа налево. Поздний срок начала любой работы равен: По сроку позднего начала последующей работы определяется срок поздне- го окончания данной работы /П.0 _1П.Я fl.J —ч.к- Если за данной работой следует несколько работ, то срок их позднего окон- чания будет равен минимальному значению из всех сроков позднего начала по- следующих работ: °. =min ^Нн. Для работ критического пути ранние и поздние сроки начала и окончания будут равны, т. е.: В ряде случаев недостаточно только одного равенства ранних и поздних сроков начала и окончания работы для того, чтобы считать ее критической. Рабо- та может быть признана лежащей на критическом пути только в том случае, если разность между временем позднего или раннего окончания и начала работы рав- на продолжительности самой работы: 1 j ~li, i ~ll, 1 r Разность между сроками позднего окончания и раннего начала данной ра- боты определяет максимально возможное время, в течение которого может быть выполнена работа. Ранние и поздиие сроки наступления событий определяются по продолжи- тельности всех работ. Ранний срок наступления события равен наибольшей из продолжительностей путей, предшествующих данному событию, а поздний срок наступления события равен разности между продолжительностью критиче- ского пути и наибольшей из продолжительностей путей, следующих за данным событием. Если наибольший по продолжительности путь, предшествующий событию (i), обозначить через Lj (г), а наибольший по продолжительности путь, следую- щий за событием (i), — через L2 (/), то правило определения и tlt;, может быть записано следующим образом: ^рг = t [El (1)1 и Eli ~ Екр [Е2 0)1- Для событий, принадлежащих критическому пути, = init так как Ei (0 + Е2 (i) = Ткр. Резерв времени определяется как разность между продолжительностью (Ткр критического пути и продолжительностью Т (Еп) любого пути (Еп): R (Еп) = Е’кр Т (Еп)- Резерв времени пути показывает, на сколько можно увеличить продолжи- тельность работ, принадлежащих пути Еп, не влияя на общий срок выполнения всего комплекса работ. Полный резерв времени работы (R'] р показывает, на какое время может быть увеличена продолжительность отдельной работы или отсрочено ее начало, чтобы продолжительность проходящего через нее максимального пути не превы- 146
шала продолжительности критического пути. Все полные резервы времени работ представляют зависимые резервы, так как использование их в какой-либо работе приводит к перераспределению резервов по всем работам, которые лежат на путях, проходящих через данную работу. Полный резерв времени отдельных работ может быть определен по следую- щим формулам: пП /П. Н /р. в. рп «сП. О /Р. о. пП / J. i Полный резерв времени любой работы, лежащей на критическом пути, ра- вен нулю. Для всех остальных работ он больше нуля, т. е. Л?!1 > 0. Резерв времени всего пути R (Ln) может быть распределен между отдельны- ми работами, находящимися на данном пути, только в пределах общих резервов времени этих работ. Свободный резерв времени работы (/?(с р определяет величину резервов вре- мени работ сети, образующихся в том случае, если в качестве плановых сроков начала выполнения всех работ приняты ранние сроки наступления событий. Он указывает то максимальное время, на которое можно увеличить продолжи- тельность отдельной работы или отсрочить ее начало, не меняя ранних сроков начала последующих работ при условии, что непосредственно предшествующее событие наступило в свой ранний срок. Свободный резерв времени является в этом смысле независимым резервом, так как использование его на одной из работ не меняет величины свободных ре- зервов времени остальных работ сети. Для критических работ свободные резервы времени всегда равны нулю. Следовательно, свободный резерв времени есть разность между временем раннего начала последующей работы и раннего окончания дан- ной работы: или h.r Параметры сетевого графика наносятся либо непосредственно на график, либо сводятся в таблицы. Наиболее употребительным является четырехсектор- ный способ фиксации параметров непосредственно на сетевом графике (рис. 4.3). В верхнем секторе указывается номер события (/, /) , в левом — ранний срок на- ступления события (ZPi, fnj), в правом — поздний срок (tni, tnj), в нижнем — резерв времени события (Ri, Rj). Над началом стрелки показывается продолжи- тельность работы (ti, j), а над концом стрелки дробью полный (Rf и свободный /) РезеРвы времени выполнения данной работы. Около стрелки дробью ука- зывается номер пункта Nn единого регламента технической эксплуатации, ко- торому соответствует данная работа, и необходимое количество специалистов. Оптимизация сетевого графика проводится с целью улучшения исходного графика в направлении сокращения срока выполнения процесса с приведением его к указанному значению или же с целью сокращения потребных ресурсов с приведением их к заданному (распола- гаемому значению). Пусть, например, будет задан исход- ный сетевой график (рис. 4.4), на кото- ром под стрелками обозначены числа Рис. 4.3. Пример фиксации парамет- ров в сетевом графике Рис. 4.4. Неоптимизированный сете- вой график 147
3 пЦ,21-2т j I 1 пИЯ-Зчел | ! Т~ L U 1 2 3 ‘t 5 6 7t,4 Рис. 4.5. Линейный график Рис. 4.6. График использования ре- сурсов по времени п (i, j) специалистов, выполняющих работу за указанное над стрелкой время. Специалисты взаимозаменяемы. Требуется сократить срок выполнения всех ра- бот (7'д) и довести его до Тд=6 ч, при этом число специалистов в любой момент времени не должно превышать пд — 7. В соответствии с исходным сетевым графиком (рис. 4.4) определяются трудо затраты на выполнение отдельных работ, которые составляют: Тл(1. 2) = 6 чел'4’ Тгг(1.3)==2} чел-ч> ГП(2,3)=10 чел'4- Общие потребные трудозатраты на выполнение всего комплекса работ равны Тп=64-21 4-10 = 37 чел-ч- Затем проверяется возможность выполнения поставленной задачи сокраще- ния сроков выполнения работ путем сравнения располагаемых трудозатрат 7'р с потребными Тп. Если 7’р < Тп, то задача по сокращению срока не может быть решена в данной постановке. Располагаемые трудозатраты равны произведению заданного срока выполнения работ на максимально возможное число специали- стов, Тр = 6-7 = 42 чел-ч. Из расчета видно, что располагаемые трудозатраты превышают потребные, следовательно, оптимизация исходного сетевого графика возможна. Для сокращения общего срока работ необходимо, в первую очередь, сокра- тить продолжительность работ, лежащих на критическом пути. Это достигается увеличением числа специалистов. Для наглядности решения данной задачи составляются линейные графики распределения работ по их ранним срокам (рис. 4.5), по кото- рым рассчитывается суммарный график использования специалистов по времени суммирования специалистов в определенных промежутках време- ни (рис. 4.6) Границами промежутков времени служат ранние сроки начала и окончания работ. Из графика (рис. 4.5) видно, что ранние сроки выполнения работ не удовле- творяют поставленным в задаче требованиям, так как на участке (2—4) ч требует- ся 8 чел, хотя располагаемые людские ресурсы составляют 7 чел. Кроме того, из графика (рис. 4.6) видно, что на участке (0—2) ч простаивает 2 чел, а на участ- ке (4—7) ч — 4 чел. По условию задачи требуется сократить время выполнения всего комплекса работ на 1 ч. Исходя из этого определяется потребное число специалистов, необходимое для сокращения работ на 1 ч: п'(1, 3)= Гп . = 4 чел. Тя 6 Тогда время, потребное для выполнения работ, 148
Если по полученным данным построить новый график, аналогичный рис. 4.6, то окажется, что располагаемые людские ресурсы будут увеличены на 2 чел. Следовательно, требуется уменьшить число специалистов на работе (2—3). Тогда новая продолжительность работы (2—3) будет 10 f (2, 3)= — = 3 ч 20 мин. В этом случае критический путь переместится на работы (1—2) и (2—3) и его продолжительность будет равна 6 ч 20 мин, что превысит заданный срок на 20 мин. Поэтому требуется сократить продолжительность работы (1—2) не менее чем на 20 мин, увеличив число специалистов. Для простоты расчетов принимаем новую продолжительность работы (1—2), равную 2 ч 40 мин. Этому будет соответствовать новое число специалистов, заня- тых на данной работе , 6 п (1,2)=-----~ 3 чел. ' ' 2,66 Тогда новая продолжительность этой работы 6 „ t’ (1, 2)=- = 2 ч. О На основании полученных результатов проводится проверка решения задачи путем построения итоговых линейных графиков (рис.4.7). Из рис. 4.7 видно, что новый план выполнения комплекса работ близок к опти- мальному, так как срок работ укладывается в заданный предел 6 ч, а расход люд- ских ресурсов в любые промежутки времени не превышает 7 чел. Кроме того, степень использования ресурсов максимальная, что видно из анализа изменения коэффициента полноты использования специалистов по времени К Ап. и— т 7 Р По условию задачи Ти = 37 чел-ч осталось неизменным. В исходном графике Тр = 7 7 = 49 чел-ч, а в оптимизированном — Тр = 6 • 7 = 42 чел-ч. Тогда 37 „„ 1 37 Дп.и = —-0,75; Кп. и =— х 0,88, т. е. степень полноты использования специалистов повысилась примерно на 13% . В общем случае требуется ряд пересмотров, чтобы Кп. и приближался к 1. Полученный вариант плана выполнения работ соответствует новому сетево- му графику, сохранившему свой вид, но получившему новые значения парамет- ров (рис. 4.8) ngjAJ чел | nf(21-3 чел j ' пИзМчел Рис. 4.7. Итоговые линейные гра- фики 7t,4 149
3. Расчет расхода и восстановления ресурса самолетов Расход ресурса самолетов зависит от общего годового плана налета всего самолетного парка подразделения. План налета всего самолетного парка подразделения на год (Tron) опреде- ляется по формуле Ггод = ^1я1 + г. где tn — годовой налет на каждый летный экипаж, ч; пп — количество летных экипажей подразделения; Твн — неплановый налет, ч. Примечание. В МГА годовой налет определяется из расчета количества самолетов, а не экипажей. Потребный ресурс самолетов, необходимый для выполнения годового плана (Тпотр), определяется как сумма времени планового годового налета и среднего минимально допустимого остатка ресурса самолетного парка: Гцотр--Ггод+Тм. ОСТ’ где Тм. ост — средний минимально допустимый остаток ресурса самолетов, ч. В МГА таким остатком ресурса не интересуются. В других видах авиации (ведомствах) при планировании налета его учитывают и определяют по формуле Тц. ост = фГ, где <р — коэффициент, определяющий допустимую долю остатка ресурса (опре- деляется Наставлением по инженерно-авиационной службе); Т — сумма полных технических ресурсов всего самолетного парка, ч. Располагаемый ресурс. Зная потребный ресурс (Лютр) и подсчитав сумму фактического ресурса всего самолетного парка (Тфакт) на Данное число, можно определить, каким ресурсом самолетный парк будет располагать (Трасп) к кон- цу рассматриваемого периода: Г расп — Гфакт ГП0Тр. Если фактический ресурс самолетного парка (7факт) будет меньше потреб- ного ресурса (ГП0Тр), то для выполнения годового плана потребуется пополнение ресурса. Количество самолетов, необходимое для пополнения ресурса, определяется по формуле Л'е=Г21сп. Гр где Тг, — ресурс одного самолета, ч. Пополнение самолетов может быть как за счет получения новых с заводов, так и за счет отремонтированных на авиаремонтных предприятиях. ’ 4. Расчеты по заправке самолетов топливом Заправка самолетов топливом производится после окончания полетов или выполнения задания. Небольшие самолеты, как правило, заправляются до полно- го заполнения топливных баков, а пассажирские, транспортные и тяжелые само- леты заправляются до установленной нормы и дозаправляются после получения конкретного полетного задания. Расчет времени заправки самолетов топливом и потребного количества топ- лива ведется в'такой последовательности. Расчет потребного количества топлива для заправки самолетов (подразделе- ния, группы) производится по формуле V = JQn, 150
где V — общее количество топлива, потребное для заправки самолетов, л; J — коэффициент расхода топлива из системы за полет; Q — емкость топливной системы одного самолета, л; п — количество самолетов, подлежащих заправке. Расчет располагаемой емкости средств заправки производится по формуле: У1 = тх Qi 4- т2 Qa +... + тп Qn > где Vj — емкость всех исправных средств заправки и подвоза топлива, л; т — количество различных средств заправки и подвоза топлива; Q — емкости соответствующих средств заправки и подвоза топлива. Расчет количества повторных рейсов средств заправки для обеспечения под- воза топлива в соответствии с потребностью производится по выражению V к=м- Если К < 1, дополнительных рейсов не требуется; если К > 1, требуются до- полнительные рейсы, которые округляются до целого в сторону увеличения. Расчет времени заправки одного самолета определяется по формуле cpQ /3= +^ВСП -НИН, <71 где ?х — средняя производительность средств заправки при заправке (разда- че) с учетом приемистости (способности заполнения) топливных баков самолета, л/мин.", tBcn — время, затрачиваемое при заправке одного самолета на вспомогатель- ные работы (подъезд, подготовка раздаточных шлангов и т. п.), мин. Расчет времени заправки топливозаправщика (ТЗ) и нахождения его в пути на склад ГСМ и обратно определяется по формуле ( 2Л6° , *Т —• “Г v q 'всп MLlH> где Z — расстояние от стоянки самолетов до склада ГСМ, кл; v — скорость движения топливозаправщика, км/ч', Qn — емкость топливозаправщика, л3; q — средняя производительность средств заправки при заполнении ем- кости ТЗ, л/мин; t0 — время отстоя топлива перед заправкой, мин; /всп — время, затрачиваемое на вспомогательные операции на складе ГСМ, мин. Общее время заправки всех самолетов (подразделения, группы) определяет- ся по формуле Г == /3 zix 4~ Zj (/С — 1) мин. При определении "потребного количества топлива на выполнение полетного задания следует иметь в виду, что техническая дальность и продолжительность полета самолетов при заправке их топливом ТС-1 и Т-2 по сравнению с топливом Т-1 уменьшается, так как их плотность меньше. Уменьшение технической дальности и продолжительности горизонтального полета самолета при заправке его топливом с меньшей плотностью подсчитывает- ся по формуле Q(l —l,2pi°) п — КМ} где Q — емкость топливных баков; р2° — плотность заправленного топлива (индекс «20» показывает, что плот- ность топлива взята при температуре 20° С, а индекс «4» — плотность топлива сравнивается с плотностью воды при 4° С, Псм3; др — расход топлива на выбранном режиме полета, л/км. 151
Уменьшение технической продолжительности горизонтального полета са- молета в часах подсчитывается по формуле Q (1- 1,2р1°) г. п— > <7ч где ?ч — часовой расход топлива на выбранном режиме полета, л/ч. Плотность топлива пересчитывается по формуле Р42О = Р£+Р(*-2О), где Р4 — плотность топлива при данной температуре, Псм", Р — средняя температурная поправка плотности на 1° С, значение которой приведено в табл. 4.1; t — температура, при которой определяется плотность, °C. Таблица 4.1 Средние температурные поправки Плотность, Г/см3 Поправка Плотность, Г/см9 Поправка 0,706—0,709 0,000897 0,850—0,859 0,000699 0,750—0,759 0,000831 0,860—0,869 0,000686 0,790—0,799 0,000778 0,870—0,879 0,000673 Для практических расчетов можно принимать с небольшой погрешностью, 90 t что pju Рг4. 5. Расчеты по заправке самолетов маслом Заправка самолетов маслом производится по мере необходимости как перед полетом, так и после полета. Расчет времени заправки самолетов маслом при помощи маслозаправщиков (М3) определяется в общем виде по формуле п Тм= (2м—2ВСП) + (k 1) Тв мин, m где Тм — время заправки группы самолетов маслом, мин', п — количество самолетов; m — количество маслозаправщиков, готовых к заправке; — время заправки одного самолета маслом, мин; /ВСп — время, затрачиваемое на вспомогательные работы при заправке одно- го самолета (подъезд, подготовка раздаточных шлангов и т. п.), мин; k — количество рейсов маслозаправщиков; Тв — время подогрева и подвоза масла со склада ГСМ или от места подогре- ва к самолетам. Время, которое уходит на подогрев и подвоз масла со склада ГСМ, определя- ется по формуле 22 60 QM , , Тв = + +2ц + 2П мин, о q где I — расстояние до склада ГСМ, км; v — средняя скорость движения маслозаправщика, км/ч; Qm — рабочая емкость масляного резервуара маслозаправщика, л; 152
q — средняя производительность перекачивающего насоса, л!мин; /н — время нагрева масла, мин-, tn — время подготовки маслозаправщика на складе ГСМ (с учетом оформле- ния документации), мин. В тех случаях, когда емкости масляных резервуаров маслозаправщика позволяют заправить все самолеты (подразделения, группы) за один рейс, фор- мула определения Тм упрощается и будет иметь вид: п Ты = (Рм + ^всп)- Расчет потребного количества маслозаправщиков для заправки самолетов маслом за один рейс производится по формулам в зависимости от заданного вре- мени заправки (/п) и достаточности емкости резервуара (/nJ: п nQ1 m== т (*м + 4сп); = ’ / з Чм где Ts —- заданное время заправки группы самолетов маслом, мин; mi — количество маслозаправщиков, вычисленное по емкости масляного резервуара заправщика; Qx — объем заправляемого в самолет масла, л. Из полученных двух величин m и тг принимается большее количество масло- заправщиков. 6. Расчет потребного количества средств заправки самолетов сжатыми газами Потребное количество баллонов (Nq) для заправки (зарядки) группы само- летов сжатыми газами (воздухом, азотом, кислородом) определяется по формуле ,, Vz (Рз — Роа) н б~ V^Pi-Poi) ’ где — объем бортовых баллонов на одном самолете, л; р2 — давление, до которого должны быть заряжены бортовые баллоны, кГ/см2; Роа — давление в бортовых баллонах перед зарядкой, кГ/см2; п — количество самолетов; рх — начальное давление в транспортных баллонах, кГ/см2; р01 — конечное давление в транспортных баллонах, кПсм2-, Тх — объем транспортного баллона, л. Потребное количество воздухозаправщиков (кислородозаправщиков) опре- деляется по формуле N У2 (р2 —Роз)п 3 mVi (pi—Рох) где т — число баллонов на одном воздухозаправщике. Из условия заданного времени зарядки группы самолетов потребное коли- чество воздухозаправщиков (кислородозаправщиков) может быть определено по формуле м,__ п (^зар + ^всп) 3=3 Г где п — количество самолетов, заправляемых сжатыми газами; <зар — время зарядки одного самолета газами, мин-, /всп — вспомогательное время (подъезд, подготовка зарядных шлангов и т. п.) мин; Т' — заданное время зарядки группы самолетов, мин. 153
Время зарядки самолета сжатыми газами определяется по формулам: . ^зао ... m V2(p2 — Р02) /зар-——^зар — 0,06 мин, где V3ap — потребный объем кислорода (сжатого газа) для зарядки самолета, м3; q — производительность компрессора (АКЗС), м31ч\ Объем кислорода (сжатого газа), необходимый для зарядки самолета, опре- деляется по формуле ^зар—1^2 (Ра —Р02) 1000 ч. Потребное количество компрессорных станций (NK) определяется по формуле ~ „ т > Гн где N6 — количество бортовых баллонов, необходимое для зарядки сжатым газом; ng — производительность компрессорной станции, ч; Тн — время между первой и последующей зарядкой бортовых балло- нов, ч; 7. Расчет запаса кислорода на полет Потребное количество кислорода для выполнения полетного задания иа одном самолете зависит от продолжительности и высоты полета, от количества членов экипажа и типа кислородного оборудования, установленного на данном самолете. Расчет запаса газообразного кислорода ((?) производится в такой последо- вательности. 1. Потребное количество кислорода для набора высоты (<?Наб) определяется по формуле Qna6 = 2 /наб m л, 2 где qH — нормы расхода кислорода на соответствующих высотах, л/мин\ /наб — время набора высоты, пин; m — количество членов экипажа. 2. Потребное количество кислорода для снижения определяется по формуле Qcii" ^.+Ч._^снщ л, 2 где /сн — время снижения, мин. 3. Потребное количество кислорода на горизонтальный полет определяется по формуле Qr. п=?Н /г.п где /г. п — время горизонтального полета, лин; qH — норма расхода кислорода на данной высоте полета, л!мин. 154
4. Общий запас кислорода, необходимый для выполнения полета, опреде- ляется по формуле Q = /n (QHa6 + Qr. п + Qch) л- Если подставить значение всех составляющих, то получим расчетную формулу запаса кислорода в следующем виде: Г1 1 Q~m ~2 +fe2)’(^Ha6 + W ~г~Рн *г.п л- 5. Расчетное давление в кислородной системе самолета, при котором в ней будет содержаться необходимый запас кислорода, определяется по формуле Рб = Рост + — кГ/см2, где pg — расчетное давление в системе при температуре + 15° С, кГ/см2’, Рост — остаточное давление в баллонах, кГ/см2\ Q — запас кислорода из расчета на данный полет, л; . V — объем (емкость) кислородной системы, л. Остаточное давление (рост) в кислородных системах высокого давления сос- тавляет 30 кГ/см2, а в системах низкого давления — 6 кПсм2. Оно определяет неучитываемый запас кислорода в баллоне, обусловленный утечками, продувкой кислородной системы, изменением давления в баллоне при изменениях темпера- туры. Пересчет давления кислорода в баллонах при любой температуре производит- ся по формуле / 273-И \ где t — температура кислорода в баллонах. Точное определение запаса кислорода в баллонах, приведенного к стандарт- ным условиям (давление 760 мм рт. ст. и температура + 15° С), производят по формуле п _ Рвт +15) Уб--------------л, £(273+0 где k — коэффициент сжимаемости кислорода (табл. 4.2.). Таблица 4.2 Коэффициент сжимаемости кислорода Давление, кГ/см* Коэффициент сжимаемости, k Давление, кГ/см* Коэффициент сжимае- мости, k 0 1 120 0,92 25 0,98 130 0,918 50 0,96 140 0,916 75 0,945 150 0,915 100 0,93 160 0,914 ПО 0,925 Нормы расхода кислорода в зависимости от высоты полета и типа кислород- ного прибора приведены в табл. 4.3. 155
Т а б л и ц а 4.3 Примерные нормы расхода кислорода (приведены к стандартным условиям) Высота, км 0 2 4 6 8 ю 12 Норма расхода для прибо- ров непрерывной подачи, л/мин 0 2 2—3,5 3,5—6 6—7 — — Норма расхода кислорода для приборов периодической подачи, л/мин 14 11,5 9,2 7,5 6 12—16 16—26 Расчет запаса жидкого кислорода. Запас жидкого кислорода (Go) определя- ют по следующей формуле: =^н +<7ж Ль ci где Он — неучитываемый запас кислорода (в среднем он составляет 7—10% полного запаса жидкого кислорода, кГ); q-,K — норма расхода жидкого кислорода на одного члена экипажа, кГ!ч-, t — время работы системы, мин', т — количество членов экипажа; qc — величина потерь при хранении в газификаторе (она обычно состав- ляет 0,25 кПч)', t-a. с — время нерабочего состояния системы питания, мин. Норма расхода жидкого кислорода определяется по формуле <7ж = <7ср 60 кГ/ч, где ?Ср = 6 л/мин — средняя норма расхода газообразного кислорода в загерме- тизированной кабине на 1 чел.; ^ж=1,14кГ/л — весовая плотность жидкого кислорода; 790 — переводной коэффициент (из расчета, что 1 л жидкого кисло- рода при температуре 0° С и давлении 760 мм рт. ст. дает 790 л газообразного кислорода). Определение количества баллонов (я) на самолете, которое может быть заря- жено от транспортных баллонов методом перекачки, производится по формуле VT т (рт.н рт.к) п =---------------- , Ис (рс.к н) где VT — объем (емкость водяная) транспортных баллонов, л; т — количество транспортных баллонов; Рт. н — начальное давление кислорода в транспортных баллонах, кПем2', Рт. к — конечное давление кислорода в транспортных баллонах (обычно оно должно быть 20 кГ/см2)', Ус — объем (емкость водяная) самолетных баллонов, л; Рс. к — конечное давление кислорода в самолетных баллонах, кГ)см2', Рс. н — начальное давление кислорода в самолетных баллонах, кПсм2. 8. Расчет потребного количества электротехнических средств Потребное-количество подвижных электроагрегатов или других электротех- нических средств для питания самолетов электроэнергией определяется по фор- муле 156
где п — количество подготавливаемых самолетов; /э — время, необходимое для проверки оборудования самолетов под То- ком, мин; • /всп — время, затрачиваемое у каждого самолета на выполнение вспомога- тельных операций (подъезд, отъезд, подключение, отключение, свер- тывание и развертывание электрожгутов и т. п.), мин; Та — заданное время подготовки самолетов, мин. Если известно количество электротехнических средств, применяемых при подготовке самолетов, и время, необходимое для проверки оборудования самоле- тов под током, то можно определить общее время подготовки самолетов подразде- ления (группы), планируемых на полет, по формуле , п(^э + /Всп) 7\ =------------ мин. 3 N3 9. Определение времени буксировки самолетов Время буксировки одного самолета определяется по формуле I ti—.. 60 + /всп мин, 1'6 где I — расстояние буксировки, км; Vq — скорость буксировщика, км/ч; 60 — переводной коэффициент часов в минуты; гвсп — вспомогательное время, затрачиваемое на подъезд и подсоединение буксировочных средств, мин. Время обратного рейса буксировщика определяется по формуле I t->— ~~ 60 -j-свеп мин, го где Го — скорость буксировщика при обратном рейсе, км/ч; /'сп — вспомогательное время, затрачиваемое на отсоединение буксировоч- ных средств, мин. Количество самолетов, которые будут буксироваться одним тягачом, опре- деляют по формуле где W— количество самолетов, подлежащих буксировке; п — количество буксировщиков. Общее время (продолжительность) буксировки всех самолетов находится по формуле t = (/j -)-Ni —12 мин. § 2. ПЛАНЕР САМОЛЕТА, ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ И ПРИЗЕМЛЕНИЯ 1. Общие сведения и классификация самолетов Общие сведения. Правильная эксплуатация самолета должна обеспечить сохранение его летных качеств и поддержание его в постоянной исправности. Снятие и установка отдельных агрегатов и механизмов самолета с целью их заме- ны, выполнение регламентных работ или ремонта, регулирование механизмов и контрольные операции должны выполняться в строго установленной последо- вательности, указанной в технологии выполнения этих работ. При работе необ- ходимо применять только маркированный инструмент, предназначенный для выполнения данной операции. 157
Классификация самолетов. Основным признаком, по которому классифици- руют самолеты, является их назначение, так как назначение самолета определя- ет его характеристики, размеры, общую компоновку, оборудование и полетный вес. Классификация самолетов по назначению и основным конструктивным приз- накам приведена в табл. 4.4. СИМРЛШИЫ Таблица. й.й I ~ С шасси для бертикл льного взлета По типу шасси 1 С перед- ним колесом —.1 С хвосто- вым колесом По числу крыльев Мулынпнпан Моноплан По типу и расположению крыла Сзлептическц С треугаль чкомбиниробзь ным крылом крылом ным Со стрело- видным крылом С траление- видным крылом ~Г~ С прямо - угольным крылом С кольце- вым крылом С изменяе- мой геомет- рией крылом Низкоплан Среднеплан высокоплан По типу фюзеляжа По расположению оперения Однофюзе- Ддухфюзе- Двухво. - ляжный ляжный лонный Без фюзеля- жа (летаю- лее крыло) Конверто- план \С централь- ным [оперением С разнесен- ным оперением С передним оперением* типа Утка. С У-образ- ным оперением без оперения ____EZZ I С одним двигателем По числу двигателей I1 С двумя двигателями По типу двигателей ~1~ С ТВД СЖРД ___CZ" на крыле с тянущим бинтом I п На хвосто вом оперении Тотклоне] ином питоХ на газоб_\ ТТЛ Ксмбини- роианный. 2. Основные требования к исправности планера Общее техническое состояние конструкции планера, работа его отдельных систем и агрегатов, а также поведение самолета в воздухе должны соответство- вать определенным нормам и установленным требованиям. Состояние поверхности планера должно полностью соответствовать аэродина- мическим требованиям. На поверхности планера не должно быть вмятин, сни- жающих летно-тактические данные самолета, шероховатостей, механических повреждений и недопустимых щелей в сопряжениях и стыках отдельных частей планера. Механизация крыла (предкрылки, щитки, закрылки и др.) должна иметь исправные механизмы управления, надежное крепление, нормальную регулиров- ку отклонений от начальных положений, исправную сигнализацию, фикси- рующую крайние положения; она не должна иметь щелей сверх установленных допусков. Регулировочные данные самолета должны соответствовать величинам, ука- занным в формуляре самолета или других документах. Центровка самолета при различных вариантах загрузки не должна выходить за пределы эксплуатационного диапазона. Управление самолета. Ручки, штурвалы, рычаги, качалки, тяги и тросы сис- темы управления самолетом должны работать без заедания; не должно быть туго- го хода и недопустимого люфта в сочленениях. Рули, элероны, триммеры должны нормально отклоняться в обе стороны в соответствии с движением ручек, штурва- ла и ножных педалей управления. 158
Шасси самолета должно быть в полной исправности, давление в амортиза- ционных стойках и пневматиках должно соответствовать установленным вели- чинам. Подъем и выпуск шасси должны совершаться легко, без заедания и в ус- тановленное для этого время. Сигнализация должна правильно фиксировать край- ние положения шасси. Щитки стоек, колес и створки люков шасси в убранном положении должны плотно прилегать к крылу или мотогондоле. Тормозная система должна быть правильно отрегулирована и действовать нормально. Требования прочности. Самолет в целом должен отвечать установленным тре- бованиям прочности: соединения частей конструкции планера должны быть вполне надежны, а в отдельных элементах конструкции планера не должно быть трещин, надломов, коррозии и т. п., снижающих прочность самолета. Поведение самолета в воздухе на всех режимах полета должно полностью соответствовать его летно-тактическим характеристикам. Выявление неисправностей планера. Неисправности планера самолета вы- являются в такой последовательности: сначала определяется внешний признак неисправности планера, затем намечаются системы и агрегаты, ненормальная работа которых может вызвать возникновение наблюдаемой неисправности. Для обеспечения надежной работы всех систем самолета и безопасности по- летов все неисправности должны быть своевременно устранены. 3. Уход и контроль за планером самолета При проведении работ по уходу и контролю за планером самолета инженерно, технический состав должен уделять особе внимание недопущению коррозии- которая является результатом химического или электрохимического взаимодей- ствия металла с внешней средой. Химическая коррозия. Характерной особенностью химической коррозии, возникающей при взаимодействии металла со средой без появления электриче- ского тока, является то, что продукты коррозии образуются непосредственно на тех участках поверхности, которые вступают в реакцию. Чаще всего химическая коррозия происходит при взаимодействии металла с кислородом, образуя на по- верхности окисные пленки. Плотную окисную пленку при химической коррозии образуют кадмий, алюминий, свинец, олово, железо, хром, медь, цинк, никель. Пористые пленки окислов, сравнительно слабо препятствующие дальнейшему окислению, образуют магний, кальций, калий, натрий, поэтому эти металлы тре- буют специальной защиты от кислорода окружающей среды. Электрохимическая коррозия. Наиболее высокими разрушительными свой- ствами обладает электрохимическая коррозия, которая возникает при взаимо- действии двух разнородных металлов, помещенных в раствор солей, кислот и щелочей. В связи с тем что в самолетных конструкциях применяются самые раз- личные металлы и сплавы, в них возможен контакт разнородных металлов или кристаллов (зерен) компонентов сплавов и'отдельных включений между кристал- лами. Электролитом служит вода, содержащая хотя бы незначительное коли- чество соли, кислоты или щелочи. В случае наличия электролита на незащищенной поверхности металла воз- никает процесс, аналогичный процессу в гальваническом элементе. Внешние признаки коррозии. Внешним признаком начала коррозии служит потускнение и образование мелких пятен, а в дальнейшем и раковин, которые за- тем разрастаются по количеству, увеличиваются в размерах и проникают в глубь металла. В результате этого тонкий слой металла может быть разрушен в корот- кий срок, а отдельные детали самолета вследствие их ослабления могут разру- шаться под воздействием нагрузки. Поражение стальных деталей коррозией сопровождается появлением на их поверхности сплошного коричнево-красного налета (ржавчины) — продукта раз- рушения металла. Виды коррозии. При поражении коррозией^ алюминиевых’сплавов наблюда- ются три вида коррозии: поверхностная — преимущественно в виде серовато-белого налета и пленки. Поверхность в этом случае раковин не имеет, а после удаления коррозии на ме- талле следов не остается; 159
точечная — в виде отдельных изолированных раковин, появляющихся в результате разрушения самого металла. После зачистки на металле остаются тем- ные точки; интеркристаллическая — распространяется по границам кристаллов, разру- шая спайку кристаллов, чем ослабляет металл. Защита от коррозии. Наиболее распространенным способом защиты от коррозии является защитное покрытие лакокрасочными и металлическими плен- ками. Сохранение лакокрасочных покрытий. При технической эксплуатации и ухо- де за самолетом необходимо принимать все меры к сохранению лакокрасочных покрытий от действия солнечных лучей, осадков, обледенения, не допускать царапин, забоин и других механических повреждений. Для этого необходимо про- водить следующие мероприятия: постоянно содержать самолет в чистоте и своевременно удалять с его поверх- ности различного рода загрязнения; не допускать при заправке самолета проливания на обшивку топлива, масла, гидросмеси; не допускать попадания на обшивку электролита из аккумуляторных бата- рей. Если все же электролит попал на обшивку или другие части самолета, то необходимо немедленно многократно промыть их теплой водой, после чего насу- хо протереть чистой ветошью. В местах, где может задержаться электролит, про- мывка должна быть особенно тщательной с последующей просушкой сжатым воздухом; в целях сохранения лакокрасочных покрытий самолетов, находящихся в ус- ловиях высоких положительных температур окружающего воздуха, целесо- образно между чехлами и поверхностью планера делать воздушную прослойку 5—10 см с помощью специальных приспособлений (прокладок), изготовленных из резины или пенопласта; не допускать механических повреждений обшивки самолета; своевременно удалять с обшивки самолета обнаруженные продукты кор- розии. Удаление продуктов коррозии. Места обшивки самолета, на которых обнару- жена коррозия, должны подвергаться обработке, которая заключается в удале- нии продуктов коррозии и в защите от дальнейшего ее распространения. При зачистке обнаруженных продуктов коррозии не следует полностью уда- лять коррозийные углубления, достаточно удалить лишь продукты коррозии. Удаление коррозии с обшивки самолета и восстановление покрытия заклю- чается в следущем: места очагов коррозии протираются чистой ветошью, смоченной в неэтили- рованном бензине; обработанный участок промывается бензином и просушивается; на обработанный участок пульверизатором или кистью наносится грунт АЛГ с добавкой 5% алюминиевой пудры и просушивается при температуре 12—17° С в течение 24 ч; на загрунтованную поверхность в соответствии с инструкцией по технической эксплуатации данного типа самолета наносится применяемый лак. В зимнее время при обнаружении коррозии обшивки самолета пощаженные участки после их зачистки смазываются тонким слоем вазелинового масла МВП, подогретого до температуры 20—25° С. Смазанные участки периодически осма- триваются, и при необходимости смазка возобновляется. При наступлении теплой погоды эти участки покрываются грунтом и лаком, как указано выше. Восстановление лаковой пленки проводится в такой последовательности: удаляется разрушенная лаковая пленка соответствующей смывкой в зави- симости от марки лака удаляемой пленки; наносится один слой применяемого лака, и нанесенное покрытие сушится в течение 24—36 ч при температуре 12—35° С. Для ускорения высыхания масля- ных грунтов и эмалей допускается применение местного обогрева воздухом, на- гретым до температуры 50—60° С. Запрещается наносить лакокрасочные покры- тия и сушить их на сильном солнцепеке, при сильном ветре, тумане и росе. Масляные эмали наносятся при температуре не ниже 12° С и относительной влажности не выше 80%. 160
Признаки нарушения прочности конструкции. Возникновение остаточных деформаций, которые проявляются в виде складок на обшивке крыла, фюзеля- жа, вмятин около узлов крепления шасси, двигателей и других изменений кон- струкции, является признаком нарушения прочности планера. Такой летатель- ный аппарат к дальнейшей эксплуатации не допускается. Признак ослабления заклепок обшивки. Основным признаком ослабления заклепок является отслаивание лакокрасочного- покрытия вокруг головки, загиб наружу краев потайных головок и образование вокруг них темных следов. Ослабленные заклепки подтягиваются, а если такой возможности нет, то они уда- ляются, а взамен их устанавливаются заклепки большего диаметра. Уход за герметической обшивкой. Обшивка герметической части фюзеля- жа несет большие нагрузки и в то же время выполнена из сравнительно тонких листов. Это требует особо тщательного контроля за ее состоянием. Царапины, забоины, вмятины и другие повреждения обшивки глубиной до 0,1 мм не ремон- тируют, а только зачищают и восстанавливают лакокрасочное покрытие. При наличии более глубоких повреждений обшивку в этих местах необходимо под- крепить заплатой. Для этого царапины или забоины зачищают, с внутренней стороны устанавливают усиливающую накладку, а затем восстанавливают лако- красочное покрытие. Карта прочности. Для учета повреждений наружной поверхности планера на каждый летательный аппарат ведется карта прочности, которая состоит из двух частей: схем фюзеляжа, крыла, оперения и непосредственно карты. На схе- мы наносятся и записываются в карту все царапины, вмятины, забоины и другие повреждения обшивки глубиной более 0,1 мм. Повреждения глубиной до 0,1 мм на схему не наносятся, а записываются только в карту. 4. Уход и контроль за деталями из магниевых сплавов Детали, изготовленные из магниевых сплавов, наименее стойкие в отноше- нии коррозии по сравнению с деталями из других сплавов. Если же эти детали подвергаются коррозии, то они теряют свою прочность в очень короткий срок. Признак коррозии магниевых сплавов. Признаком коррозии магниевых спла- вов служит вздутие слоя лакокрасочного покрытия или появления на деталях рыхлого влажного осадка светло-серого цвета, под которым наблюдается раз- рушение металла. Удаление продуктов коррозии. Технология обработки деталей из магние- вых сплавов после обнаружения на них коррозии следующая: удаляется лакокрасочное покрытие на участке поражения детали коррозией таким образом, чтобы вокруг пораженного участка вскрыть непораженную часть шириной 3—10 мм; полностью удаляются следы коррозии при помощи шлифовальной бумаги или стеклянной бумаги № 170—200; проводится обезжиривание зачищенного участка чистым авиационным бензином; зачищенное и обезжиренное место смазывается водным раствором селенистой кислоты H2SeO3 для восстановления оксидной пленки. Раствор селенистой кис- лоты должен иметь следующий состав: селенистой кислоты 20 Г на 1 л воды,двух- ромовокислого натрия 10 Г на 1 л воды. Зачищать следы коррозии и наносить водный раствор на деталь необходимо при комнатной температуре. При этом во избежание ожогов не допускать попадания раствора на открытые участки тела. Смазанный участок сушится на воздухе до полного высыхания селенистой кисло- ты (до появления пленки золотистого цвета); подготовленная поверхность участка покрывается плотным слоем грунта АЛГ-1 и сушится при температуре 18—35° С не менее 24 ч, а при температуре 12— 17° С — не менее 36 ч. При более низких температурах время сушки соответствен- но увеличивается. После высыхания наносится второй слой грунта АЛГ-1 и су- шится так же, как и первый слой; загрунтованный участок покрывается эмалью соответствующего цвета и сушится так же, как и грунт АЛГ-1. 6 Зак. 223 161
Ускорение сушки защитного покрытия. Для ускорения сушки защитного покрытия деталь можно сиять с самолета и сушить при более высоких темпера- турах: при температуре 60° С в течение 6,5 ч или при температуре 70° С в течение 5 ч, или при температуре 80° С в течение 4 ч. Меры борьбы с коррозией в зимнее время. При обнаружении коррозии на деталях из магниевых сплавов в зимнее время, когда нет необходимой температу- ры для сушки покрытия деталей непосредственно на самолете и невозможно снять деталь с самолета, пораженные участки зачищаются и покрываются консерва- ционной смазкой до наступления теплого времени. 5. Допуски на заклепочные соединения Фюзеляж, элерон, закрылок и гондола. Допускается выступание головок потайных заклепок до 0,1 мм и до 0,2 мм для 10% заклепок от их общего числа в шве. Утопание головок потайных заклепок не допускается. При двусторон- ней потайной клепке выступание замыкающей головки допускается до 0,3 мм. Крыло. Допускается выступание головок потайных заклепок до 0,1 мм и 0,15 мм для 10% заклепок от их общего числа в шве. Утопание головок по- тайных заклепок не допускается. При двусторонней потайной клепке выступа- ние замыкающей головки допускается до 0,3 мм при толщине обшивки до 2 мм и до 0,25 мм при толщине обшивки свыше 2 мм. Стабилизатор. Допускается выступание головок потайных заклепок до 0,1 мм и до 0,15 мм для 5% заклепок от их общего числа в шве. Утопание голо- вок потайных заклепок не допускается. При двусторонней потайной клепке вы- ступание замыкающей головки заклепки допускается до 0,25 мм. Руль высоты. Допускается выступание головок потайных заклепок до 0,2 мм для 15% заклепок от их общего числа в шве. В любой части руля допу- скается одностороннее выступание и утопание головок потайных заклепок до 0,2 мм для 15%заклепок от их общего числа в шве. Для двусторонней потайной клепки по заданной кромке руля допускается выступание головок заклепок до 0.2 мм для 20% заклепок от их общего числа в шве. 6. Допуски на болтовые соединения Фюзеляж, элерон, закрылок и гондола. Допускается выступание и утопание .головок потайных болтов до 0,1 мм. Крыло. Допускается выступание и утопание головок потайных болтов до 0,1 мм при толщине обшивки 2 мм и до 0,25 мм при толщине обшивки свыше 2 мм. В местах крепления зализов крыла к контурам крыла и фюзеляжа выступание головок болтов допускается до 0,3 мм, а утопание — до 0,15 мм. Выступание головок винтов типа «гудрич» над пистонами на законцовке и обшивке допус- кается не более 0,35 мм для 30% винтов от их общего количества в шве. Стабилизатор. Допускается выступание головок потайных болтов до 0,15 мм и утопание. — до 0,1 мм для 10% болотов от их общего числа в шве. Руль высоты. В любой части руля допускается одностороннее выступание и утопание винтов до 0,2 мм для 15% винтов от их общего числа в шве. 7. Допуски на стыки обшивки Фюзеляж. Допускается ступенька до 0,8 мм в стыках обшивок, располо- женных вдоль потока, а на 10% длины стыка — до 1 мм. В стыках, расположен- ных поперек потока, допускается ступенька до 0,5 мм, а на 25% длины стыка — до 0,8 мм. Допускаются щели в стыках, расположенных вдоль и поперек пото- ка, до 0,8 мм, а на 25% длины стыка — до 1 мм. Крыло. Допускается ступенька до 0,5 мм в стыках обшивок, расположенных по потоку, и до 0,3 мм, расположенных поперек потока. Зазор между листами обшивки допускается до 0,8 мм по потоку и до 0,5 мм поперек потока. 162
Элерон и закрылок. Допускается ступенька в местах стыков обшивки до 0,5 мм по потоку и до 0,3 мм поперек потока. Зазор между листами обшивки до- пускается до 0,5 мм, а на 30% длины стыка — до 0,8 мм. Стабилизатор. Допускается ступенька до 0,5 мм в стыках листов обшивки на длине не более 1 м по потоку и до 0,3 мм поперек потока. Зазор в стыках лис- тов обшивок допускается до 0,5 мм, а на длине до 200 мм — до 0,8 мм. Руль высоты. Допускается ступенька до 0,5 мм в стыках лобовых обшивок по потоку и до 0,3 мм поперек потока. Зазор между торца;ли лобовых обшивок допускается до 0,5 мм, а на 30% длины стыка — до 0,8 мм. Гондола. Допускается ступенька до 0,8 мм по потоку и до 0,6 мм поперек потока. На 40% длины стыка, расположенного по потоку, допускается ступень- ка до 1 мм и на 25% длины стыка, расположенного поперек потока, — до 0,8 мм. Допускается зазор в стыках обшивки до 0,5 мм, на 25% длины стыка —• до 1,2 мм, на 15% длины стыка — до 1,5 мм. 8. Уход и контроль за управлением самолета И Типы проводки управления. Управление самолета выполняется в виде ме- ханической передачи (рис.4.9), связывающей рули с органами управления в ка- бине. По типу проводки управление разделяют на гибкое (тросовое), жесткое (стержневое) и смешанное., Уход за тросами управления сводится к содержанию их в чистоте и периоди- ческой проверке их состояния. Основные дефекты и признаки износа тросов: перетирание нитей и нагартовка. Внешним признаком дефекта являются по- тертость и блеск троса. Трос с перетертыми и нагартованными нитями заменить; обрыв отдельных нитей и заершенность обнаруживаются осмотром. Наибо- лее вероятен обрыв нитей на изгибах тросов. Во избежание травмирования рук заершенность определяется путем обматывания троса ветошью и ее перемеще- ния по контролируемому участку троса; большая вытяжка — уменьшение диаметра троса без обрыва ^нитен. Этот дефект наиболее опасен, так как сопровождается сильным падением прочности троса, трудно определяем визуально или на ощупь, может быть обнаружен только путем замера. При обнаружении такого дефекта трос подлежит замене; коррозия троса. При обнаружении коррозии троса он протирается ветошью, смоченной в обезвоженном керосине или масле МВП, до удаления следов кор- розии. Если путем протирки троса коррозия не удаляется, то трос подлежит замене; увеличение зазоров между роликами и ограничительными валиками. В об- щем случае при определении или подборе зазора можно пользоваться правилом, что зазор не должен превышать половины диаметра троса. Касание троса об ог- раничительный валик не допускается. Если зазоры превышают допустимые ве- личины, то необходимо на болты поставить дюралюминиевые нли стальные втул- ки. Нельзя смазывать трос, работающий по текстолитовому ролику, так как смаз- ка разрушающе действует на текстолит. Грязь и песок, попавшие на текстолит, удаляют протиркой с последующей продувкой сжатым воздухом. Ролики с тре- щинами, задирами и изломами реборды заменяются новыми. Пригодность троса к дальнейшей эксплуатации. Вывод о пригодности тро- са к дальнейшей эксплуатации зависит от типа самолета, испытываемых нагру- зок и условий работы проводки во время полета. Однако, если обнаружены за- ершенность и обрыв отдельных нитей, то трос обязательно заменяется новым. При замене тросов необходимо подбирать новый трос соответствующего диа- метра и длины. Протягивать новый трос через ролики необходимо до заплетки второго конца, используя для этой цели старый трос. Новый трос должен быть длиннее старого на величину заплетки на коуш с добавлением 50—60 мм, необ- ходимых для прикрепления нового троса к старому при протягивании через ролики. Установка новых тросов. При установке новых тросов они предварительно должны быть вытянуты. Вытяжка тросов производится перед заплеткой их на последний коуш под нагрузкой, равной 50% разрушающей нагрузки для данного 6* 163

Троса с выдержкой в течение 4—5 мин. После вытяжки места заплетки тросов обматываются мягкой проволокой. Уход за шарнирными соединениями узлов подвески рулей, тяг и качалок заключается в систематической их смазке и очистке от пыли и грязи. В закрытые шарикоподшипники смазка не вводится, а для защиты внешних деталей от кор- розии они покрываются снаружи тонким слоем смазки ЦИАТИМ-201. Шарико- подшипники с тугим вращением внутренней обоймы к эксплуатации не до- пускаются. Не допускается износ в шарнирных сочленениях, направляющих роликах и подшипниках сверх установленных допусков и затяжка подшипников и шар- нирных сочленений, препятствующих свободному ходу. Проверка шарнирных соединений. Проверка производится при зажатых ры- чагах управления в кабине путем покачивания соответствующего руля за его кромку. При этом величина допустимого суммарного люфта во всех сочленениях и прикладываемого усилия для каждого типа самолета определяется инструкцией по технической эксплуатации (единым регламентом). Если суммарный люфт в системе управления превышает нормы, а в отдельных шарнирных соединениях отсутствует, необходимо проверить люфт в резьбовых соединениях регулируемых концов тяг. Люфт проверяется при ослабленных контргайках и ввернутых уш- ках и вилках на глубину, определяемую контрольным отверстием в тяге. Допу- скается только поперечный люфт, замеряемый на концах ушка или вилки: для коротких ушков не более 0,5 мм, для длинных ушков не более 1 мм. Продоль- но-осевой люфт не допускается. В шарнирах не допускаются радиальные и осевые люфты. При обнаружении радиальных люфтов износившиеся болты и детали шарниров необходимо заменить новыми, а при обнаружении осевых люфтов следует затянуть болты шарниров таким образом, чтобы обеспечивалось свободное, без заеданий и осевых люфтов в шарнирах отклонение командных рычагов и рулей. В случае замены одной или нескольких тяг обязательной проверке подлежат углы отклонения органов управления и регулировка длины тяг управления. При этом нейтральное положение рычагов в кабине должно соответствовать ней- тральному положению рулей. Величина углов отклонений должна сверяться с данными нивелировочной схемы, прилагаемой к формуляру самолета. 9. Колеса ног шасси Авиационные колеса делятся на две группы: нетормозные (хвостовой и пе- редней ног шасси) и тормозные (главных ног шасси). Каждое колесо имеет съемный борт для удобства монтажа пневматика. Вра- щение колеса осуществляется на конических радиально-упорных роликовых или игольчатых подшипниках. Подшипники с внешней стороны закрыты сальниками, которые препятствуют вытеканию смазки и предохраняют подшипники от засо- рения . Нетормозные колеса устанавливаются на переднюю и хвостовую опоры, а в случае велосипедного шасси на подкрыльные опоры. Тормозные колеса устанавливаются, как правило, на главные ноги шасси, что позволяет сократить длину пробега самолета до 50% и улучшить его манев- ренность на земле. Тормозные колеса по весу значительно тяжелее нетормозных. Вес их состав- ляет около 0,5—1,0% полетного веса самолета. Технические характеристики колес. В настоящее время авиационные коле- са имеют характеристики, приведенные в табл. 4.5; 4.6; 4.7; 4.8. Монтаж и демонтаж колес может производиться ручным методом и с помо- щью специальных установок, которые значительно снижают трудоемкость этих процессов. При работе со специальными установками для моцтажа и демонтажа колес и пневматиков необходимо руководствоваться соответствующими описаниями и инструкциями по их эксплуатации. 165
Таблица 4.5 Колеса авиационные с пневматиками круглого профиля Наименование колес с пневмати- кой DxB Максимальные габа- риты разношенного пневматика Посадочный диаметр колеса под пневматик d, мм Раствор бортов колеса под пневматик С, мм Диапазоны давлений в пневматики, кГ/см2 Наружный диаметр D, мм Ширина профиля В, мм б+°+| 7,5+°.5 io-1-о, 5 12, б+° + Стояночная на ве грузка от в са, кГ злетного 520x125 520 125 290 85 900 1 200 1 600 1 950 570x140 595 160 305 108 1 300 1 800 2 400 3 000 620x180 625 180 305 127 1 600 2 300 2 850 3 600 660x200 690 200 335 140 2 000 2 750 3 600 4 500 760x210 760 210 381 152 2 400 3 300 4 300 5 400 800x200 820 225 416 152 3 000 4 100 5 000 6 100 880x230 890 230 468 152 3 300 4 600 5 600 7 000 920x260 920 260 457,2 265 3 800 5 360 G 800 8 200 950x300 950 300 468 220 4 200 6 100 8 100 9 800 1 030x350 1 030 350 500 260 5 350 7 400 10 000 12 000 1 300x360 1 300 360 650 240 7 100 10 600 14 000 17 000 1 450x450 1 450 450 630 320 9 700 14 000 19 000 23 000 Таблица 4.6 Колеса авиационные с пневматиками широкого профиля Наименование колеса с пневматикой DxB Максимальные габа- риты разношенного пневматика Посадочный диаметр колеса под пневматик d, мм Раствор бортов колеса под пневматик С, мм Диапазоны давлений в пневматиках, кГ/ см2 Наружный диаметр D, мм Ширина профиля В, мм б+°+| 7,ь+0,5| ю+0.5 |12,5+° + Стояночная нагрузка от взлетного веса, кГ 720x280 720 280 304,8 224 2 800 4 200 5 550 7 000 840x310 840 310 381 228 3 400 5 100 6 800 8 500 900x360 900 360 381 288 4 300 6 200 8 200 10 100 950x400 950 400 406,4 310 5 000 7 200 9 500 11 500 1 080x400 1 030 400 457,2 324 5 500 6 200 11 000 13 800 1 120x450 1 120 450 480 370 7 200 10 500 13 000 — 1 270x510 1 270 510 508 412 8 100 12 200 16 200 — 1 400x530 1 400 530 610 420 9 500 14 200 18 300 — Таблица 4.7 Колеса авиационные с пневматиками высокого профиля Наименование колеса с пневматикой DxB Максимальные габариты разношен- ного пневматика Посадоч- ный диа- метр коле- са под пневматик d, мм Раствор бортов колеса под пневматик С, мм Диапазоны давлений в пневматиках, кГ /см? Наружный диаметр D, мм Ширина профиля В, мм 3,5+0 + 5+0 + Стояночна? от взлетно нагрузка го веса, кГ 760x290 760 290 254 216 2 000 2 800 1050 x 400 1 050 400 370 295 5 000 6 850 1300x480 1 300 480 508 350 7 800 10 500 1450x580 1 450 580 508 425 10 000 13 700 1600 x 650 1 600 650 610 506 И 000 16 000 1750 x 730—610 1 750 730 610 520 14 000 20 000 166
Таблица 4.8 Максимальные скорости взлета и посадки в зависимости от давления в пневматиках Диапазоны давлений Взлетная скорость, км/ч Посадочная скорость, в пневматиках, кГ!см- (не более) км}ч (не более) 3,5+0> 5 230 195 5+°,5 250 210 7,5+0’5 305 260 ю+°.5 335 285 12,5+° •5 365 310 Снаряжение колеса пневматикой. Пневматики колес монтируются на чис- стом и сухом деревянном настиле во избежание загрязнения пневматика или колеса. Перед монтажом пневматика следует тщательно осмотреть обод колеса и пневматик. С обода колеса необходимо удалить следы масла, смазки, загрязне- ния и насухо протереть всю поверхность. Покрышку необходимо осмотреть с наружной и внутренней сторон, очис- тить ее от песка и других посторонних частиц. Тщательно осмотреть камеру и убедиться, что на ней нет механических повреждений. При наличии металлическо- го вентиля проверить, хорошо ли привернута гайка, прижимающая шайбу вен- тиля к камере. Если гайка недовернута, то затянуть ее ключом так, чтобы плотно прижать шайбу к камере. Во избежание повреждения камеры не следует чрезмерно затягивать гайку. Проверка утечки воздуха вследствие повреждения камеры, золотника венти- ля или недостаточной затяжки гайки вентиля проводится путем наполнения ка- меры сжатым воздухом. Герметичность в месте установки золотника и в месте крепления вентиля к камере определяется смачиванием мыльной водой: при на- личии пузырьков в месте установки золотника — сменить золотник. После этого вторично проверить камеру на герметичность. Проверенную камеру и внутреннюю поверхность покрышки припудрить тальком и уложить камеру в покрышку, предварительно выпустив воздух из ка- меры нажатием на иглу золотника. Уложенную в покрышку камеру слегка на- полнить воздухом до ее выпрямления и расправить складки руками. Монтаж пневматика колеса со съемным бортом. Колесо укладывается на чистый деревянный настил или брезент съемным бортом вверх. Вынимается сто- порный штифт, а съемный борт продвигается вдоль обода барабана вниз. Выни- маются из гнезда контрящие полукольца с сухарями или штифтами и съемный борт снимается с барабана. На барабан надевается покрышка с вложенной в нее и слегка наполненной воздухом камерой. Вентиль камеры заправляется в спе- циально сделанное для него отверстие на ободе. После этого надевается съемный борт, который продвигается по барабану вниз, отжимая при этом покрышку до тех пор, пока станет возможным установить замок борта (контрящие полукольца с сухарями или штифтами) на свое место. Затем подтягивается кверху съемный борт. При надевании пневматика, заправке вентиля и надевании борта необходимо следить за тем, чтобы не произошло защемления камеры, так как это может выз- вать ее разрушение, связанное с опасностью для обслуживающего персонала при монтаже колеса, или же разрушение пневматика при рулении, разбеге или про- беге самолета. При наличии шлицев на бортах колес при монтаже пневматика необходимо следить за тем, чтобы шлицевые выступы на крыле покрышки совпали со шли- цевыми канавками на борту колеса. В противном случае при работе колеса может произойти проворот пневматика на колесе, разрушение борта покрышки, разру- шение камеры и срыв ее с вентиля. 157
Монтаж пневматика разъемного колеса. При монтаже пневматика разъемного колеса сначала разъединяют половины колеса, предварительно вывернув стяж- ные болты. При этом болты, крепящие рубашку к боковине, не выворачиваются. Покрышка с заправленной в ней камерой надевается на обод боковины таким образом, чтобы вентиль камеры попал в отверстие на ободе. Во вторую боковину ставятся два диаметрально противоположных стяжных болта так, чтобы высту- пающие концы болтов попали в соответствующие отверстия под стяжные болты в первой боковине. При этом необходимо следить за тем, чтобы установочные штифты, запрессованные до половины своей длины в одну из боковин, вошли в соответствующие гнезда в другой боковине и камера не была защемлена между боковинами. Боковины необходимо соединять осторожно и аккуратно, чтобы не помять замок боковин. Затяжку болтов следует проводить плавно и равномер- но. Чрезмерно сильная, слабая или неравномерная затяжка болтов может при- вести к их разрушению. Монтаж пневматика колеса с несъемным бортом. Колесо укладывается на деревянные подставки таким образом, чтобы широкая полка обода находилась внизу, а узкая — вверху. Покрышка с вложенной в нее и слегка наполненной воздухом камерой устанавливается на барабан. При этом вентиль камеры должен находиться против отверстия на ободе колеса. Борт покрышки на колесо заправ- ляется при помощи лопатки, которая для предотвращения повреждения камеры и покрышки не должна иметь острых углов и заусенец. Вентиль камеры заправляется в отверстие на ободе, складки камеры расправ- ляются руками, а затем заправляется при помощи лопатки второй борт по- крышки на обод колеса. Второй борт покрышки следует начинать заправлять от места, противопо- ложного вентилю, постепенно по всей длине окружности. При этом необходимо следить за тем, чтобы не произошло защемления камеры, так как это может при- вести к разрушению покрышки при монтаже, на рулении, разбеге или пробеге самолета. После завершения монтажа пневматика его накачивают воздухом. Зарядка пневматика сжатым воздухом. В камеру пневматика сжатый Воздух накачивается до требуемого давления, не превышающего давления от аэродром- ных источников сжатого воздуха, которые должны быть оборудованы манометром и редуктором, понижающим высокое давление из баллона до необходимого. После заполнения пневматика воздухом необходимо проверить герметич- ность золотника вентиля путем его обмыливания. Установка тормоза на ось колеса ноги шасси. Перед постановкой нового тормоза на ось необходимо убедиться в том, что он имеет клеймо заводского конт- роля и паспорт. Тормоз, поступивший из ремонта, перед постановкой на ось сле- дует проверить на прилегание колодок к тормозной рубашке. Двухколодочные тормоза делятся на правые и левые. В соответствии с этим на этикетке тормоза имеется маркировка «прав» или «лев». Кроме указания в эти- кетке, на некоторых тормозах (на щитке) наносится стрелка, показывающая на- правление вращения колеса при правильной установке тормоза. Если на этикетке нет маркировки или стрелки, то необходимо соблюдать следующее правило: направление вращения колеса должно совпадать с ходом поршня или свободного конца колодки при затормаживании. Несоблюдение этого правила вызывает резкое уменьшение эффективности тормозов. Тормоз устанавливается на ось таким образом, чтобы корпус тормоза плотно прилегал к фланцу шасси без перекоса, а в нейтральное отверстие корпуса плотно (со скользящей посадкой) входил бортик оси или распорной втулки, которые должны быть строго концентричны посадочным поверхностям оси. Запрещается центрировать тормоз на болтах крепления к фланцу шасси. Эксцентричная установка тормоза на оси или установка тормоза с перекосом вле- чет за собой значительное уменьшение поверхности прилегания тормозных коло- док к тормозной рубашке, нарушение равномерности зазоров и плавности тор- можения. Для предотвращения перекоса тормоза на оси необходимо, чтобы торец флан- ца, к которому прилегает корпус тормоза, был строго перепендикулярен к оси. Установка колеса. Перед установкой колеса удаляются пыль и влага, попав- шие на фрикционные пластины колодок тормоза. Если на колодку случайно по- 168 '
пало масло, То фрикционную пластину Необходимо промыть чистым бензином или спиртом, насухо протереть сухой чистой тряпкой и зашкурить мелкой шкур- кой № 200. Рабочая поверхность тормозных рубашек промывается смывкой или бензином и вытирается сухой чистой тряпкой с целью удаления лака, которым они покрываются для защиты от коррозии на время транспортирования и хране- ния на складе. Если лак не будет удален, то при торможении он наволакивается на фрикционные пластины, образуя клейкую мастику, вызывая так называемое дергание тормоза. Перед установкой колеса с металлических деталей удаляется консервацион- ная смазка. Подшипники и стальные корпуса сальников промываются чистым бензином. С доступных поверхностей стальных деталей тормоза (без разборки его) смывается бензином консервациопная смазка. После чего наносится тонкий слой чистой смазки согласно инструкции. Затем устанавливается колесо, снаря- женное пневматикой, и наворачивается гайка для затяжки подшипников. Для устранения люфтов при затягивании гайки целесообразно слегка вращать коле- со. Медленно вращая колесо на оси шасси подвешенного самолета, гайка на оси затягивается до тех пор, пока не почувствуется сопротивление вращению колеса. Это указывает на то, что в подшипниках нет зазоров (затягивать гайку с боль- шим усилием не допускается). После этого рекомендуется отвернуть гайку в обратную сторону в следую- щих пределах: для колес до размера 850 X 250 включительно — на х/8 оборота при шаге резьбы 1,5 мм и на х/10 оборота при шаге резьбы 2 мм; для колес размером с 900 X 300 включительно — на х/6 оборота при шаге резьбы 1,5 мм и на х/в оборота при шаге резьбы 2 мм; для колес размером с 1170 X 435 до 1660 X 585 включительно — на х/4 обо- рота при шаге резьбы 1,5 мм и на х/8 оборота при шаге резьбы 2 мм. Колесо должно свободно проворачиваться от руки без излишних люфтов. В таком положении затяжная гайка должна быть надежно законтрена. Проверка зазоров между фрикционными прокладками и тормозной рубаш- кой колеса. Для проверки зазоров между фрикционными прокладками й тормоз- ной рубашкой колеса необходимо: отодвинуть на щитке тормоза крышки лючков для замера зазоров и крышки лючков напротив регулирующих устройств; проверить щупом зазоры и сравнить их с величинами, приведенными в табл. 4.9; Таблица 4.9 Зазоры между колодкой и рубашкой в местах лючков колес_ Размер колеса Индекс колеса Индекс тормоза । Зазоры Размер колеса Индекс колеса Индекс тормоза Зазоры на малой колодке на боль- шой колодке на малой колодке на боль- шой колодке 500x150 К141 Т541 0,34-0,4 0,24-0,3 900x300 К152 Т250а 0,74-1,0 0,44-0,5 570X140 К129 Т329 0,34-0,4 0,34-0,4 900 X 300 К145 Т545 0,34-0,4 0,34-0,4 595x185 К134 Т334 0,34-0,4 0,34-0,4 1000x350 К152 Т250 0,74-1,0 0,44-0,5 600X180 К142 Т342 0,34-0,4 0,34-0,4 1000x350 К145 Т545 0,34-0,4 0,34-0,4 650X200 К140 Т353 0,44-0,5 0,44-0,5 1100x395 К125 Т525 0,34-0,5 0,34-0,5 650x200 К178 Т378 0,34-0,4 0,34-0,4 1200X450 77—55 77—4 0,64-0,8 0,44-0,6 660x180В К132 Т332 0,34-0,4 0,34-0,4 при необходимости отрегулировать зазоры до требуемых. При повороте колеса на 90 и 180° зазор не должен изменяться более чем на 0,15 мм. ' 1 Эксплуатация авиационных колес. При эксплуатации авиационных колес не- обходимо следить за величиной давления в пневматиках. Не допускается выпуск в полет самолета со слабо и чрезмерно накачанными пневматиками. Слабо на- качанный пневматик может провернуться на ободе при посадке, срезать вентиль 169
Кймеры и вызвать аварию самолета. Давление в пневматиках Правого й леВоВо колес должно быть одинаковым. Допускается разность давлений не более чем на 0,25 кГ/см2. В жаркую погоду при многократных непродолжительных полетах допу) скается повышение давления в пневматике, вызываемое нагреванием-и расшире- нием воздуха в результате работы пневматика, против установленной нормы не более чем на 0,5 кГ]см2. Запрещается стравливать давление в нагретом пневматике до нормального рабочего, так как в противном случае при охлаждении пневматика давление бу- дет заниженным. При стоянке самолета вне ангара, особенно летом, пневматики колес должны быть покрыты брезентовыми чехлами для защиты резины от солнечных лучей, которые ускоряют ее старение. При длительной стоянке самолета необходимо периодически перекатывать самолет на колесах, меняя площадь контакта пневма- тика с грунтом, так как длительная стоянка на одном месте вредно отражается на долговечность пневматиков, снижая их эксплуатационные качества. Демонтаж колес с самолета для профилактического осмотра колес и тормо- зов и возобновления смазки подшипников должен проводиться систематически. Периодичность этих работ определяется регламентом технического обслуживания и для самолетов различных типов может быть разной. При демонтировании колес с самолета необходимо снять колесо с оси, снять сальники и вынуть внутренние кольца подшипников. Подшипники промываются в бензине и тщательно осматриваются. При обнаружении трещин, потертостей и цветов побежалости подшипники заменяются новыми. Если установлено, что наружные кольца подшипников проворачиваются в барабане, то следует колесо заменить новым. При снятии колеса с оси шасси проверяются крепление тормозных рубашек к барабану, крепление тормозов к фланцам шасси и надежность этих креплений. При наличии видимой деформации тормозной рубашки, в результате чего отсут- ствуют зазоры между рубашкой и тормозными колодками в расторможенном состоянии, или при образовании на рабочей поверхности биметаллических руба- шек трещин длиной более 60 мм, выходящих за торец рубашки, тормозные рубаш- ки должны быть заменены. Для обеспечения сохранности пневматиков в процессе эксплуатации не- обходимо: предохранять пневматики от попадания на них масла, горючего и других вредных жидкостей, разрушающих резину; защищать пневматики от ударов и попадания на них острорежущих инстру- ментов и абразивных веществ; монтаж и демонтаж пневматиков колес вести на деревянных щитках в чистом и сухом месте; перед зимней и летней эксплуатацией снимать колеса с самолетов и размон- тировать пневматики для очистки их от грязи, осмотра, проверки и просушки. Неисправности колес. К основным неисправностям колес относятся: проворачивание покрышки на ободе колеса вследствие падения давления в камере из-за ее негерметичности или же по причине резкого понижения темпе- ратуры в зимнее время. Для предупреждения неисправности и ее последствий необходимо периодически проверять давление в камерах, доводя его до рабочего. При обнаружении смещения покрышки относительно колеса (смещение опреде- ляется по красным меткам на покрышке и ободе колеса) необходимо колесо де- монтировать, проверить герметичность камеры и наличие признаков разруше- ния. При обнаружении дефектов камеру заменить; вытекание смазки из гнезд подшипников из-за повреждения или износа колец сальников; устраняется путем замены колец сальников новыми; самозаклинивание тормоза по причине усадки рабочей поверхности тормоз- ной рубашки, которая возможна при ее перегреве во время посадок с повы- шенными скоростями. При обнаружении подтормаживания колеса в растормо- женном положении тормоза или при заклинивании тормоза в рубашке колесо за- менить запасным (исправным); отказ дискового тормоза (так называемое увядание). Неисправность прояв ляется в неполном или медленном торможении или растормаживании. Причинами 170
неисправности могут быть засорение воздухопроводов, утечки воздуха через со- единения, недостаточность давления в баллонах, износ дисков, усадка или полом- ка возвратных пружин, замасливание или обледенение тормозных дисков вследствие попадания на них масла или влаги и др. Устранение неисправности производится путем прочистки трубопроводов, подтяга накидных гаек, про- тирки рабочих поверхностей дисков чистыми салфетками, заменой дефектных дисков, возвратных пружин, уплотнений и т. д.; юз колеса из-за нарушения работы инерционного датчика. Причинами не- исправности могут быть износ или поломка зубьев шестерен колеса или датчика, неисправность датчика, попадание грязи и износ дисков на зубьях шестерен, повреждение уплотнительного кольца и др. Устраняется неисправность заменой дефектных уплотнительных колес, шестерен или датчика. Дефекты покрышки. К основным дефектам покрышек, по которым они не допускаются к монтажу, относятся: механические повреждения (разрывы, проколы, порезы), обнажающие кар- кас покрышки; разрыв внутренних слоев покрышки, который может быть обнаружен при тщательном осмотре внутренней поверхности покрышки; вздутие в любой части покрышки, которое может быть обнаружено чаще все- го только при заряженном до рабочего давления пневматике; перетирание бортовой части покрышки с обнажением корда; трещины или расхождения продольного и поперечного стыков протектора (глубиной до 2 мм) и боковин. Дефекты камер. К дефектам камер, по которым они не допускаются к монта- жу, относятся: механические повреждения (разрывы, проколы, потертость); трещины на стенке камер, обнаруживаемые при растяжении руками; деформирование корпуса вентиля; негерметичность в месте крепления корпуса вентиля и в золотнике; складки камеры; отставание кромки фланца резинометаллического вентиля; трещины по резиновой втулке резинометаллического вентиля. § 3. ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА И ЕЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ 1. Общие сведения Гидравлические системы отечественных самолетов, как правило, подразде- ляются на основные, специальные и аварийные. Основные системы обеспечивают действия большинства потребителей гидросистемы, а специальные и аварийные — действие только отдельных потребителей по основному или аварийному управле- нию. Исключение составляет гидросистема самолета Ан-10, на котором каждая из двух систем (правая и левая) полностью дублируют одна другую. Состав гидросистемы. Каждая гидросистема независимо от ее назначения состоит из следующих основных участков: силового участка, в который входят источники давления; устройства, аккумулирующего гидравлическую энергию; распределительного участка, состоящего из командных агрегатов, управля- ющих работой гидроприводов системы, и регулирующих устройств, поддержи- вающих установленные величины рабочего давления; рабочего участка, включающего в себя устройства, преобразующие энергию потока жидкости в механическую энергию. В силовых участках гидросистем самолетов применяются гидронасосы пере- менной и постоянной производительности с приводом от силовой установки само- лета и от электродвигателей постоянного или переменного тока. Режим работы гидронасосов в каждой гидросистеме определяется условиями работы ее потребителей и в большинстве случаев устанавливается полуавто- матическими или автоматическими регулирующими устройствами, которые разме- щаются в самой конструкции насоса или устанавливаются отдельно. 171
сз а S Ч ю сз Ь Основные технические характеристики гидравлических систем самолетов I Тип самолета сч вкэхэиэ 150 465К 1 00 <n'°° 1 1 1 1 1 s+001 1 I СО 00 1 сч СО Ан- ВИЭ1ЭИЭ квиаоиэо О со ю сч -и СО 1 м О LO СО СО LO LO со сч oq сч + о о 1 о ю О СЧ CQ о О со 00 СО вкэхэиэ ивн -#и(1вау 150 1 1 1111 1 1 1 75+го 1 | О СО I со 1 Ил-1 Основная система 210 НП-25-5 |сч -Т 00 сч -и со о сч 95+5 1 42—60 S о со О СО 00 00 —< сч СО д 1 кинэц'ав'Е' ОЛОМЕИИ ВКЭХЭИЭ 75 437К и 8,33 50 45,4 S о 1 1 1 О Ю ОЭ о сч — О') СО к н KHHOiraBtf ojoMOOiaa виэхэиэ 150 465А 1 СО 00 со ю о - '•—< ю о Ю — СЧ S о 2 ю 12,5 S ю со ОЭ —• т-1 сч ю 1 ВКЭ1ЭИЭ КВН -eowdoj 210 465Д 1 со г- о со ОО 00 СЧ О 1 1 s+06 130 ю оюю сч ю г- 00 к Ту-1 Основная система 210 НП-43 1 СЧ ю ЮОО^ со ю со сч 1 1 1 [ со сч 1 00 СО Оэ 00 со 1 И вкэхэиэ KBHgowdox 150 465К 1 2,8 8 150 50,7 22 С5 1 i 14—17 сч 8 О со ’Ф rf сч 639 Ту-10 Основная система 150 435ВФ 435ФТ 1 со 40 80—84 150 64,4 СЧ С5 1 1 1 55 216 Наименование Рабочее давление, кГюм2 Шифр гидронасоса Шифр насосной Количество гидронасосов, шт. Мощность гидронасосов, д. с. Общая производительность, л/мин Давление в линии управления шасси, кГ/см2 Общее количество жидкости, заливаемой в си- стему, л Количество жидкости, заливаемой в гидробак, л Давление наддува гидробака, кГ/см2 Максимальное давление в цилиндрах тормозов при полном нажатии педалей, кГ/см2 Максимальное давление в цилиндрах тормозов при нажатии рукояток аварийного торможения, кГ/см2 Давление тормоза стояночного положения, кГ/см2 Объем гидроаккумулятора, см3 Общее количество агрегатов, шт. Общий вес агрегатов, кГ Общий вес гидросистемы без учета веса жид- кости, кГ ( 1 Величина рабочего давления в гидравлических системах отечественных само- летов составляет 150 и 210 кГ1см2. В последние годы на некоторых типах самоле- тов используются гидросистемы, работающие при давлении 280 кГ/см2. Использо- вание высоких давлений связано с тем, что такие системы, не уступая по надеж- ности работы системам с рабочим давлением 150 и 210 кГ/см2, оказываются значи- тельно выгоднее последних в весовом отношении. Основные технические характеристики гидравлических систем самолетов приведены в табл. 4.10, а возможные неисправности — в табл. 4.11. Таблица 4.11 Возможные неисправности гидравлических систем, причины и способы их устранения Возможная неисправность Причина Способ устранения 1. Давление в гидро- Негерметичность в сое- Проверить герметичность системе мало динениях всасывающей и нагнетающей магистра- лей, подсос воздуха Недостаточен или от- сутствует наддув в гид- робаках Засорены фильтры вса- сывающей магистрали Нарушена регулировка насоса вследствие усадки пружины или попадания посторонних частиц под клапан соединения и устранить течь или подсос воздуха Проверить состояние си- стемы наддува гидробаков и фильтров. Устранить де- фект. Если дефект не уст- раняется, заменить насос Прочистить или заменить фильтры Заменить насос новым 2. Давление на выхо- Засорилась или негер- Осмотреть и продуть труб- де из насоса по показа- ниям манометра мало метична трубка маномет- ра Неисправность мано- метра ку манометра Заменить манометр 3. Резкое падение дав- Засорение дросселя Осмотреть состояние дрос- ления в гидросистеме, сопровождающееся повы- шением температуры ра- бочей жидкости на выхо- де из насоса минимального расхода селя минимального расхода. В случае необходимости промыть дроссель. Если де- фект не устраняется , заме- нить насос 4. Течь рабочей жид- Ослаблена затяжка га- Подтянуть гайки и винты. кости по соединениям насоса ек и винтов крепления Если дефект не устраняется, заменить насос 5. Течь рабочей жид- кости из дренажного штуцера по сальниково- му уплотнению более трех капель за один час работы Усадка манжет саль- никового уплотнения по наружному диаметру или износ рабочего конуса манжет Заменить насос новым 2. Основные агрегаты гидравлической системы Гидронасос 435Ф и его модификации представляют собой агрегаты плунжер- ного типа с изменяемым ходом плунжеров. Агрегат 435Ф имеет модификации 435ФТ, 437Ф, 435ЦФ, 435МФ120 и 419Ф150, которые отличаются от агрегата 435Ф проходными сечениями штуцеров входа и выхода. У агрегатов 435Ф, 437Ф и 173 172
419Ф150 фланец крепления к двигателю повернут на 12° относительно вертикаль- ной'оси агрегата. В агрегатах 435ЦФ, 419КФ120 и 419Ф150 имеется угловой шту- цер для отвода рабочей жидкости из внутренней полости насоса непосредственно в расходный бак системы. По посадочным местам и присоединительным размерам агрегат 435Ф и его модификации взаимозаменяемы с агрегатом 435ВФ и его модификациями 437К, 435Ц, 419М120 и 419М150. Основные данные гидронасоса 435Ф и его модификаций приведены в табл. 4.12 Таблица 4.12 Основные технические данные насоса 435Ф и его модификаций Наименование 435Ф 435ФТ 435МФ120 437Ф 435ЦФ 419КФ120 419Ф150 Привод Направление вращения по ГОСТ 1630—46 Рабочая жидкость От авиадвигателя Правое Масло АМГ-10 Абсолютное давление на входе в насос для всех режимов работы и высот полета, кГ/см2 Число оборотов в ми- нуту: 1—2,5 1—2,5 1,8—2,5 1—2 1—2,5 1,4—2,5 1,2—1,4 максимальное 2200 2300 2550 2350 — 3400 3200 номинальное 2050 2070 — 2270 2480 3150 3000 минимальное Температура рабочей жидкости, ° С: 800 800 800 800 800 1200 1320 максимальная +70 +70 +80 + 70 +80 +70 +70 минимальная —40 -40 —45 —40 -45 —40 —40 Гарантийный срок ра- боты, ч 1000 1000 300 1000 300 300 200 Вес насоса не более, кГ 7,2 7,2 7,2 7,2 7,2 7,2 7,2 Уход и контроль. Перед запуском двигателя необходимо проверить правильность мон- тажа и исправность всех соединений, а при включении насоса убедиться, создает ли насос требуемое давление. При отсутствии или недостаточном давлении в системе необходимо про- верить систему и работоспособность насоса. Насосы типа НП. Широкое применение в гидравлических системах находят насосы НП34-1Т, НП34-2Т и НП34-ЗТ, основные данные которых при- ведены в табл. 4.13. Таблица 4.13 Основные технические данные насосов НП34-1Т, НП34-2Т и НП34-ЗТ Наименование HII34-1T НП34-2Т НП34-ЗТ Привод Oi авиадвигателя Направление вращения по ГОСТ 1630—46 Правое Левое Левое Рабочая жидкость АМГ-10 АМГ-10 АМГ-10 Абсолютное давление у всасывающего штуцера, кПсм? 1,7—3,5 1,7—3,5 1,7—3,5 174
Продолжение Наименование НП34-1Т НП34-2Т НП34-ЗТ Число оборотов в минуту: максимальное 4000 4000 4000 минимальное 500 500 500 Давление нагнетания, кГ/см1 250 250 120±5 Производительность насоса, л/мин: в начале срока службы 38 38 35 в конце » » 34 34 31 Температура рабочей жидкости, °C: максимальная 4-100 + 100 4-90 минимальная —60 —60 —60 Гарантийный срок работы, ч 250 250 — Вес насоса не более, кГ 9,6 9,6 9,6 Уход и контроль. При работе насоса необходимо следить за исправностью уплотнений. Насос должен быть внешне герметичен по разъемам узлов и деталей. Места соединений трубопроводов должны быть внешне герметичны, так как неплотности соединений нарушают нормальную работу насоса и опасны в пожарном отношении. Трубопроводы должны быть хо- рошо закреплены. В гидросистеме самолета должна быть обеспечена тщательная фильтра- ция рабочей жидкости, исключающая попадание посторонних частиц в насос. Возможные неисправности гидравлических насосов, причины и способы их устранения приведены в табл. 4.14. Таблица 4.14 Возможные неисправности гидравлических насосов, причины и способы их устранения Возможная неисправность Причина Способ устранения Течь рабочей жид- кости из дренажного штуцера более 10см31ч при работающем на- сосе или более 30 ка- пель за 1 ч при не- работающем насосе Течь жидкости в местах разъема насоса Нарушение герметичности узла уплотнения вала или уз- ла крышки Недостаточно затянуты гай- ки в местах крепления крыш- ки к корпусу насоса Повреждена уплотнительная паронитовая прокладка по разъ- ему корпуса с крышкой Повреждены уплотнительные резиновые кольца по разъему корпуса регулятора, штуцеров всасывания и нагнетания с кор- пусом насоса Не затянуты заглушки, шту- церы и гайки в местах соеди- нений, уплотняемых резиновы- ми кольцами. Повреждены уп- лотнительные резиновые коль- ца Заменить насос новым Затянуть гайки. Под- тяжку гаек производить равномерно и накрест Заменить уплотнитель- ную прокладку, предва- рительно проверив пло- скости разъема Заменить уплотнитель- ные резиновые кольца Подтянуть заглушки, штуцеры и гайки Заменить уплотнитель- ные резиновые кольца, предварительно проверив поверхности под них 175
Продолжение Возможная неисправность Причина Способ устранения Пульсация давле- ния рабочей жидкости в нагнетающем тру- бопроводе Снизилась дительность произво- насоса создает Насос не требуемого давления Пульсация давления рабочей жидкости на входе в насос или попадание в насос пузырьков воздуха с рабочей жидкостью Большие утечки по внутрен- ним сочленениям деталей ка- чающего узла и узла люльки Выход из строя деталей ка- чающего узла или регулятора Усадка пружины золотника в регуляторе производитель- ности Нарушена герметичность или засорен трубопровод к мано- метру. Неисправен манометр Устранить дефект Заменить насос новым Заменить насос новым Отрегулировать насос на требуемое давление Устранить дефект Все работы, проводимые по устранению дефектов в условиях эксплуатации и требующие нарушения заводской контровки, кроме оговоренной в чертежах, проводятся представителем организации, изготовившей насос, или при наличии письменного согласия этой организации специалистами эксплуатирующей орга- низации. Насосная станция НП-27, состоящая из нерегулируемого гидравлического поршневого ротативного насоса аксиального типа и приводного электродвига- теля Д-880 с редуктором, предназначена для нагнетания рабочей жидкости в гидравлическую систему самолета. Насосная станция НП-27Т является моди- фикацией насосной станции НП-27. Модификация заключается в замене элект- родвигателя на Д-880Т теплостойкого исполнения (табл. 4.15). I - I' Таблица 4.15 Основные технические данные насосных станций НП-27 и НП-27Т Наименование НП-27 НП-27Т Тип электродвигателя Д-880 Д-880Т Рабочая жидкость АМГ-10 АМГ-10 Максимальное давление нагнетания, кГ/см2 240 210 Номинальное напряжение, в 27 27 Диапазон рабочего напряжения, в 20—29 20—30 Давление на входе в насос, кГ/см2 2-3 2—3 Производительность при напряжении 27 в, • температуре рабочей жидкости 20+5 °C, дав- лении на входе 2 кГ/см2 и давлении нагнета- ния: 210 кГ/см2 1,2—1,7 185 » — 1,6-1,9 Производительность при напряжении 20 в, температуре рабочей жидкости 20° С, давлении на входе 2 кГ/см2 и давлении нагнетания: 210 кГ/см2 Не менее 1,2 185 » — 1,2—1,4 Гарантийный срок службы, ч 200 250 Вес насосной станции не более, кГ | 7,5 8 176
В процессе эксплуатаций насосной станции необходимо особенно тщательна Следить за болтами крепления электродвигателя и насоса к электродвигателю, не допуская их ослабления, а также за герметичностью штуцеров и надежностью контакта в местах присоединения токоведущих приводов. Возможные неисправности станций приведены в табл. 4.16. Таблица 4.16 Возможные неисправности насосных станций НП-27 и НП-27Т, причины и способы устранения Возможная неисправность Причина Способ устранения Течь рабочей жидко- Негерметичность сое- Заменить уплотнительные Сти из-под штуцеров динения штуцеров прокладки Течь рабочей жидко- сти из дренажного шту- цера Нарушено уплотнение Снять насосную станцию и установить новую Течь рабочей жидко- сти по разъемам насоса Нарушено уплотнение Снять насосную станцию и установить новую Давление мало или Нарушено уплотнение Проверить герметичность мал расход жидкости в гидросистеме Не соответствует на- пряжение, подводимое к электродвигателю Нарушено уплотнение в насосе гидросистемы и правиль- ность работы предохрани- тельных клапанов Проверить напряжение в сети токопитания и тща- тельность соединения токо- питающих проводов Снять насосную станцию и установить новую Гидроусилители устанавливаются на скоростных самолетах и служат для облегчения управления самолетом. Они увеличивают усилия, прилагаемые лет- чиком к органам управления, до величины, потребной для перемещения управ- ляемых поверхностей. На самолет гидроусилители устанавливаются, как прави- ло, в систему управления элеронами, стабилизатором и рулем направления. Для примера в табл. 4.17 приведены некоторые характеристики гидроуси- лителей. Таблица 4.17 Основные данные гидроусилителей БУ-45А, БУ-49 и БУ-51МС Наименование БУ-45А БУ-49 БУ-51МС Схема действия Двусторонняя Принцип действия Система управления Г идромеханический Следящая Рабочее давление в гидросистемах, кГ/см2 210_зо 21U_3o 21U_3o Максимальное усилие, развиваемое гидроусилителем по исполнительному штоку при давлении 210 кГ/см2 в обеих гидросистемах и скорости, равной нулю. кГ 1900 3400 3800 Рабочий ход исполнительного штока, мм 80(±40) 70(±35) 70(±35) Полный ход исполнительного штока, мм 82д| 74±0,7 74±0,7 177
Продолжение Наименование БУ-45А БУ-49 БУ-51МС Скорость движения исполнительного штока без нагрузки на штоке и рабочем давлении 210 кГ/см2, мм/сек 100+3“ 55—65 49—61 Усилие перемещения дублирующего золотника при температуре рабочей жидкости -ф80° С в месте соединения с самолетной тягой, кГ Диапазон температур рабочей жид- кости, °C: 20 29 29 минимальная —35 -60 —35 максимальная +90 + 90 +90 максимальная кратковременная + 1 ю±з + 110+30 + 110+3 Вес гидроусилителя, кГ 8,5 15,5 24 Гарантийный срок службы, ч 250 250 250 Уход и контроль за гидроусилителем заключается в обеспечении во время всего срока эксплуатации чистоты гидроусилителя и особенно чистоты трущихся деталей и рабочей жидкости. Несоблюдение этого условия приводит ко многим отклонениям в работе усилителя. Например, внешнее загрязнение трущихся поверхностей приводит к преждевременному износу шарнирных и шариковых подшипников, образованию сверхдопустимых люфтов. Загрязнение штока может вызвать надиры на поверхностях штока и втулок цилиндра, потерю герметич- ности по штоку и т. д. Загрязнение рабочей жидкости может привести к засоре- нию фильтров и падению давления в рабочих полостях цилиндра и даже закли- ниванию золотников. Для резиновых уплотнений гидроусилителей характерно ухудшение элас- тичности после длительного хранения или перерыва в работе более одного ме- сяца. Для восстановления эластичных свойств резиновых уплотнений гидро- усилитель должен проработать па рабочем давлении под нагрузкой в течение 5—8 мин. При нарушении герметичности или обнаружении других неисправностей в работе гидроусилителя его следует снять и отправить в ремонт. В течение гарантийного срока службы гидроусилителя разрешается про- водить проверку его работоспособности на стенде и самолете, промывку фильт- ров и шарнирных подшипников бензином и смазку подшипников смазкой ЦИАТИМ-201. Шарнирные подшипники в качалках и вилках гидроусилителя смазываются через масленки в болтах. Возможные неисправности гидроусилителей приведены в табл. 4.18. Таблица 4.18 Возможные неисправности гидроусилителей, причины и способы их устранения Возможная неисправность Причина Способ устранения Орган управления трудно удержать в ней- тральном положении Чрезмерное трение в золотниковом устройстве или в системе управле- ния от ручки до гидро- усилителя Отсоединить загрузочный механизм. Отсоединить гид- роусилитель от тяг к орга- нам управления. Проверить легкость хода системы уп- равления от органов управ- ления до гидроусилителя. Чрезмерное трение устра- нить. 178
Продолжение Возможная неисправность Причина Способ устранения - Проверить величину тре- ния в золотниковом устрой- стве с помощью динамомет- ра. При увеличенном тре- нии гидроусилитель заме- нить НОВЫМ Тугой ход органа уп- Большое трение в шар- Проверить все сочлене- равления на отдельных участках нирах тяг и рычагов уп- равления на участке от органа управления до золотников гидроусили- телей Перетяжка соедини- тельных болтов, тяг и качалок управления Заедание в механиз- мах загрузки ння по звеньям Произвести нормальную затяжку болтов Проверить работу меха- низмов загрузки Разность максималь- Нарушена регулиров- Гидроусилитель заменить ных скоростей движения исполнительного штока ка распределительных золотников новым в разные стороны боль- ше допустимой Течь гидросмеси по Иснос уплотнительных Гидроусилитель заменить уплотнениям, обеспечи- резиновых колец НОВЫМ вающим наружную гер- метизацию Отпущенный орган уп- Нарушена регулиров- Отсоединить загрузочный равления не останавли- ка механизма загрузки механизм, поставить управ- вается в нейтральном положении ляемые элементы в нейт- ральное положение при сво- бодном органе управления, подать давление от гидро- тележки в гидроусилитель и отрегулировать загрузочный механизм, присоединить его к рычагу управления, не вызывая натяга пружины Толчки на орган уп- Наличие воздушных Устранить воздушные равления, неплавное его пробок в гидросистеме пробки в гидросистеме перемещение в отдель- Большое трение в зо- Устранять так же, как и ных местах хода или лотниковом устройстве в случае трудного удержания при изменении направ- гидроусилителя или в органа управления в нейт- ления движения системе управления от органа управления до гидроусилителя Люфты в тягах и ры- чагах системы управле- ния ральном положении Отсоединить гидроусили- тель и проверить наличие люфтов. При обнаруже- нии—устранить Гидравлические фильтры —• защитные агрегаты гидравлической системы, предназначенные для очистки рабочей жидкости от мельчайших посторонних частиц и грязи, присутствие которых может привести к отказу всей системы или ее отдельных агрегатов. Основные технические данные фильтров приведены в табл. 4.19, а возможные неисправности — в табл. 4.20. 179
Основные технические данные Параметр фильтра 11ГФ9 1 1ГФ9СН 13ГФ6 Э9Ф.1£1 14ГФ1 1 4ГФЗ 14ГФ1СН ст> 'е 14ГФ19СН Рабочая жид- кость АМГ-1( АМГ-10 АМГ-П АМГ-10 АМГ-10 АМГ-11 АМГ-К АМГ-К АМГ-10 Чистота фильт- рации, мк 10 12—16 10 12—16 10 0,01 мм 12—16 10 12—16 Рабочее давле- ние, кГ/см2 Максимальный расход жидкости, Л! мин 220 220 220 220 220 170 220 1—3,4 1—3,4 10 10 40 40 60 60 60 60 60 Максимальная температура жид- кости, °C Температура окружающей сре- ды, °C: 100 100 150 150 120 90 120 60 100 минимальная —60 —60 —60 —60 —60 —50 —60 —60 —60 максимальная + 100 + 100 + 100 + 100 + 100 + 80 + 100 +60 + 100 Гидравлическое сопротивление при максимальном рас- ходе жидкости и температуре окру- жающей среды 20±5° С, kTicm? 1,8 1,8 1,8 1,8 1,8 2,5 1,8 1,о 1,0 'Перепад давле- ния на фильтро- элементе, при ко- тором срабатывает перепускной кла- пан, кГ / см2 Гарантийный срок службы филь- тра, летных часов 7±1 7±1 7±1 7±1 7±1 7±1 2,5+0>6 2,5+0,1 250- 500 2000— 4000 250 1000 250— 500 500— 800 2000— 4000 200— 500 2000— 4000 • Вес фильтра без рабочей жидкости, кГ 0,7 0,8 1,2 1,25 2,1 1,4 2,2 1,1 1,5 Уход и контроль за гидравлическими фильтрами заключается в обеспечении во время всего срока эксплуатации их надежной работы. Это достигается путем повседневного контроля за техническим состоянием фильтров и периодической их промывкой и заменой фильтроэлементов в соответствии с инструкцией по эк- сплуатации. 3. Заправка гидравлических систем Для гидравлических систем самолетов, уплотнительные шланги и детали которых изготовлены из маслостойкой резины, в качестве рабочей жидкости (рабочего тела) используется масло АМГ-10 или спирто-глицериновая смесь АМГ-70/10. 180
Таблица 4.19 гидравлических фильтров 15ГФ17 15ГФ17А 15ГФ17БН 15ГФ17СН ФГ1 1/1 ФГ1 1/К ФГ11СН I ФГ44/1 ФГ44/1С ФГ71 ФГ85 АМГ-10 АМГ-10 АМГ-10 А1МГ-10 АМГ-10 АМГ-10 АМГ-10 топли- во АМГ-10 АМГ-10 АМГ-1С АМГ-10 10 10 12—16 12—16 0,01 мм 0,01 мм 12—16 10—12 12—16 0,01 л/л; 0,09 л/л/ 220 220 220 220 250 220 220 220 220 220 220 60 20 135 135 40 40 40 60 60 20 80— 140— 180 100 100 100 100 90 120 120 90 100 90 90 —60 —60 —60 —60 —60 —60 —60 —60 -60 —60 —60 + 100 + 100 + 100 + 100 +60 + 60 + 180 +60 + 60 + 60 +60 0,8 0,2 1,8 1,8 2,5 3,5 8,0 1,8 1,8 1,2 4,8— 1,8 7±1 — — 7±1 9±1 9±1 9±0,5 7±? 7±f — 250— 500 250— 500 4000 4000 Срок службы самолета Срок службы самолета 1000— 200 250— 500 1000 2000 1000 4,5 4,5 4,6 4,6 11,3 1,3 1,6 1,6— 1,96 2,0— 2,4 0,28 1,65— 2,0 Свойства масла АМГ-10: стабильно при хранении и эксплуатации, не ядови- то, не вызывает коррозии металлов, способно смешиваться в любых соотноше- ниях с нефтепродуктами, не смешивается с водой, спиртом и спирто-глице- риновыми смесями. При длительном хранении (более 2 лет) из масла АМГ-10 выпадает .смола. Заправка: масла АМГ-10 в гидросистему. Перед заправкой масла АМГ-10 в гидравлическую систему самолета проверяется паспорт на масло. Для пре- дупреждения отказов в работе агрегатов и механизмов гидросистем особое вни- мание обращается на правильность заправки и дозаправки систем маслом АМГ-10. Дозаправка систем проводится чистым маслом АМГ-10 с соблюдением всех предосторожностей от попадания пыли, песка, атмосферных осадков и дру- гих посторонних примесей. Заправочный инвентарь должен быть чистым и сухим. 181
Т а б л и ц а 4.20 Возможные неисправности фильтров, причины и способы устранения Возможная неисправност}- Причина Способ устранения Течь по резьбе шту- церов Течь по резьбе соеди- нения стакана с голов- кой Нечеткое срабатыва- ние клапана Ослабла затяжка штуце- ров. Повреждены уплотнитель- ные кольца Повреждено уплотнитель- ное кольцо Повреждена острая кром- ка в корпусе клапана, за- бит конус клапана Подтянуть или заме- нить штуцеры Заменить уплотнитель- ные кольца Вывернуть стакан, за- менить уплотнительное кольцо и ввернуть ста- кан Заменить клапан После заправки бывший в употреблении инвентарь промывается бензином или керосином и просушивается. В процессе эксплуатации дозаправка АМГ-10 производится, если уровень его оказывается ниже нижней риски на мерной линии пробки гидробачков, при этом давление в гидросистеме должно быть равным нулю, выпущены закрыл- ки и тормозные щитки убраны. После заправки и дозаправки необходимо убедиться в исправности рези- новых прокладок под пробками гидробачков и в плотном закрытии пробок, обе- спечивающих герметичность системы подлавливания. Проверка чистоты рабочей жидкости в гидравлической системе самолета производится в сроки, установленные регламентом. Для этого сливается отстой из всех фильтров-отстойников и бака гидравлической системы, а затем жидкость фильтруется через батист или шелковую белую ткань. При загрязнении жидко- сти необходимо снять фильтры и промыть их в обезвоженном керосине или бен- зине Б-70 либо в чистом масле АМГ-10. После промывки фильтров и установки их на место проверяется уровень жидкости в баке гидравлической системы и недостающее количество масла АМГ-10 доливается. Рекомендуется перед зимней и летней эксплуатацией проверять кондици- онность гидросмеси у каждого самолета лабораторным анализом, сливая из отс- тойников по 200—300 Г гидросмеси. Удаление воздуха из тормозной гидравлической системы производится в следующем порядке: к самолету подключается аэродромный источник тока; на пульте летчика включается переключатель на зарядку гидроаккуму- ляторов тормозов от аварийной насосной станции и производится трех—четырех- кратная их зарядка. Давление гидроаккумуляторов при этом стравливается тормозными клапанами и через аварийную систему торможения и путем откры- тия и закрытия аварийного люка; вывертывается поочередно на каждом колесе винт-заглушка и отвертывается па 1 —1,5 оборота штуцер винта-заглушки, установленный на угольниках тру- бопроводов подвода жидкости к внешнему тормозу. На место винта вворачивается шланг и опускается в чистое ведро. При этом необходимо следить за чистотой сливаемой жидкости; воздух из тормозной системы удаляется путем поочередного нажатия на пе- дали летчика до тех пор, пока струя жидкости не будет выходить без пузырьков воздуха; отвертывается шланг и завертывается на место винт-заглушка; на каждом колесе отвертывается накидная гайка от штуцера подвода жид- кости к внутреннему тормозу и подсоединяется шланг к концу отсоединенного трубопровода; 182
» После удалений воздуха Трубопровод поДсоедийяеТсй к штуцеру колеса; проверяется эффективность работы тормозов. Если весь воздух из тормозной системы не удален, то ее необходимо прокачать чистой гидравлической жидкостью от наземной установки. 4. Воздушная система Общие сведения. Воздушная система самолета подразделяется на основную и аварийную. Основная воздушная система обслуживает торможение колес шасси, герметизацию фонаря летчиков, входных дверей, лю- ков, перезарядку оружия, противообледенительную систему и т. д. Аварий- ная воздушная система обслуживает аварийный выпуск шасси, щитков-закрылков, аварийное торможение колес шасси и т. д. Отказы и неисправности воздушной системы сводятся в основном к утечке воздуха из отдельных ее участков. Утечка воздуха может происходить вследст- вие разрушения трубопроводов и неплотного их соединения, а также по причине неисправностей агрегатов воздушной системы. Ряд отказов в воздушной системе происходит из-за наличия влаги, которая вызывает коррозию деталей и агрега- тов системы, а при низких температурах, замерзая, нарушает работу редукто- ров, клапанов, фильтров и других ее элементов. Воздушная система по своему принципу работы одинакова с гидравлической системой и отличается от нее родом рабочего тела, под воздействием которого происходит работа агрегатов. Поэтому основные положения по уходу за воз- душной и гидравлической системами во многом сходные. 5. Уход и контроль за гидравлической и воздушной системами самолетов Для обеспечения надежности работы гидравлической и воздушной систем самолета и их агрегатов требуются систематические осмотры и уход, которые предусматривают устранение возникающих в процессе эксплуатации дефектов и проведение профилактических мероприятий по предупреждению неисправно- стей в агрегатах и трубопроводах. Проверка зарядки систем. Степень зарядки воздушной системы проверяется по контрольным манометрам, а зарядка гидросистемы — по мерным линейкам. Уровень жидкости в гидробаках должен проверяться при нулевом давлении в системе, выпущенном шасси и убранных щитках. Самолет разрешается выпус- кать в полет при давлении по контрольным манометрам и количестве жидкости в системах, соответствующих величинам, указанным в инструкции по техниче- ской эксплуатации данного типа самолета. Полная проверка работоспособности систем проводится при выполнении регламентных работ. При этом проверяется время срабатывания агрегатов и ме- ханизмов системы, зазоры в замках, производится разборка отдельных агрега- тов. В гидравлических системах проверяется уборка и выпуск шасси, закрылков, щитков и других механизмов, работающих от данных систем; проверяется ра- бота гидравлических насосов и регуляторов давления. В воздушной системе проверяется герметизация кабины, входных люков, дверей и других механизмов, работающих от данной системы. Технология проверки работоспособности систем определяется технологией проведения осмотров, выполнения регламентных работ и инструкциями летчику и техническому составу по эксплуатации самолета данного типа. Внешняя негерметичность систем проявляется в виде утечки жидкости или воздуха, которая выявляется путем проверки заправки и степени падения давления по контрольным манометрам. Место проверки герметичности гидрав- лической системы определяется внешним осмотром, а воздушной системы — на слух или с помощью мыльного раствора. Устранять внешнюю негерметич- ность путем подтяжки соединений допускается лишь в том случае, если явно заметны следы ослабления соединений. Во всех других случаях устранять негерметичность путем подтяжки гаек запрещается. Необходимо разобрать 183
ёоедййеййе в месте угечкй, выяснять й устранись йеисправносН й причину её возникновения. Внутренняя негерметичность систем связана с неисправностями агрегатов (заедание клапанов, износ манжет, уплотнительных колец и т. п.), проявляется в отказе или ненормальной работе отдельных участков и агрегатов систем и вы- является при периодической проверке работоспособности систем. 6. Зарядка систем самолета сжатым воздухом Зарядка систем сжатым воздухом. Зарядка систем самолета сжатым возду- хом осуществляется через бортовые зарядные штуцеры. Перед зарядкой систем самолета сжатым воздухом убеждаются, что все вентили и краны систем открыты. До подсоединения зарядного шланга к бортовому штуцеру его необходимо про- дуть для удаления посторонних частиц. Меры предосторожности при зарядке систем. Зарядный шланг к бортовому штуцеру необходимо присоединять надежно, так как плохое подсоединение может привести к его вырыву со штуцера и травме обслуживающего персонала. Перед отсоединением шланга сначала стравливается из него давление, а затем он отсоединяется от бортового штуцера. В заключение убеждаются в исправности обратного зарядного штуцера. Если наблюдается утечка воздуха, то обратный клапан рекомендуется заменить. § 4. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА И ЕЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ 1. Неисправности агрегатов топливной системы Топливные баки. Основные дефекты топливных баков: механические пов- реждения, трещины на фланцах баков в местах крепления агрегатов, выпучива- ние стенок, расслоение губчатой резины и отслоение ткани от наружного рези- нового слоя. Насосы. Основным дефектом подкачивающих и перекачивающих топлив- ных насосов является задевание крыльчатки насоса о входной патрубок. Дефект проявляется в виде постороннего шума при работе насоса. Фильтры. Основными дефектами являются загрязнение, разрушение и коррозия фильтрующих элементов, негерметичность клапанов. Трубопроводы. Характерными дефектами являются вмятины, нарушение металлизации, коррозия трубопроводов, задевание трубопроводов о детали конструкции. Клапаны. Характерной неисправностью является негерметичность клапанов из-за нарушения уплотнений и попадания посторонних частиц между шариком или конусом клапана и его гнездом. При замене обратных клапанов необхо- димо контролировать правильность установки их в соответствии с направле- нием движения жидкости. 2. Уход и контроль за топливной системой в процессе эксплуатации Проверка отстоя топлива. В целях определения наличия механических примесей и воды в топливной системе в процессе предполетной подготовки про- изводится слив отстоя из топливных баков, корпусов фильтров и участков, где установлены обратные клапаны. При хранении самолетов с заполненными баками топливной системы более 10 дней периодически берут пробу топлива на лабораторный анализ. Проверка герметичности топливной системы. В процессе предварительной подготовки проверяется герметичность топливной системы. Контроль герметич- ности производится под рабочим давлением. Магистраль низкого давления про- веряется при работающем насосе подкачки. Магистраль высокого давления проверяется при работающем двигателе на режимах, указанных в инструкции по эксплуатации. Особое внимание уделяется узлам заделки шлангов высокого 184
давления, местам,где установлены уплотнительные прокладки. При наличии течи из насоса подкачки он подлежит замене. Устранение течи топлива подтягиванием гаек соединений трубопроводов, гаек штуцеров и хомутов допускается лишь только в том случае, если они ос- лаблены. После работ, связанных со съемкой или заменой агрегатов топливной системы, обязательно проверяется ее герметичность под давлением и удаляются воздушные пробки из системы путем проливки топлива. Основные причины нарушения герметичности топливной системы: наруше- ние правил соединения трубопроводов, перетирание трубопроводов в результате вибрации при ослаблении крепления в местах отбортовки, коррозия трубопро- водов, расслоение мягких баков, нарушение сальниковых уплотнений. Контроль состояния топливных баков. При осмотрах проверяется отсутст- вие внешних механических повреждений мягких баков, потертостей, расслое- ния или вспучивания протектора, исправность и надежность крепления баков. Периодически проверяется состояние внутренних стенок баков. Осмотр и про- верка состояния небольших баков производится на ощупь рукой через заправоч- ную горловину, а больших баков — через специальные монтажные люки. После съемки крышек люков баки продуваются сжатым воздухом в течение 20—30 мин для уменьшения концентрации паров топлива. Работать внутри бака разрешается в специальном комбинезоне и противогазе. Металлические баки проверяются на отсутствие на них вмятин, выпучива- ний, мест с нарушенной окраской, трещин и потертостей, особенно под лентами крепления. Установка подвесных топливных баков иа самолет. Перед установкой на са- молет баки промывают обезвоженным керосином, проверяют исправность сис- темы подлавливания, состояние баков, узлов крепления, исправность и чистоту соединительной арматуры, резиновых уплотнений. Затяжка крышек заливных горловин должна производиться только от руки. Гайки крепления подвесных баков затягиваются тарированным ключом. При подвеске унифицированных пилонных баков усилие затяжки контролируется по зажатию контрольной шай- бы на глухом упоре. При этом применяют обычный торцовый ключ. Контроль состояния подвесных топливных баков состоит в определении состояния их обшивки, узлов креплений, топливного и воздушного штуцеров, отсутствия посторонних предметов, влаги и грязи внутри бака и во входном патрубке вакуум-клапана. Проверка герметичности подвесных топливных баков. Герметичность под- весных топливных баков проверяется каждый раз после заполнения баков топ- ливом. Особое внимание уделяется герметичности штуцеров подвода воздуха и от- вода топлива. Проверка герметичности осуществляется при работающем двига- теле или с помощью специального приспособления. Характерным признаком негерметичности системы поддавливания при заполненных баках и работающих двигателях является горение лампочек сигнализатора давления, которые должны включаться только при полной выработке топлива из бака. Контроль состояния топливных насосов. Систематически следят за состоя- нием и работой основных насосов питания, насосов подкачки и перекачки топ- лива. Общее состояние насосов определяется путем внешнего осмотра, а надеж- ность работы — контрольными приборами при их действии и на слух. Герме- тичность соединений проверятся при их включении при неработающих двига- телях. Наличие течи топлива из дренажных трубок насосов свидетельствует о нарушении сальниковых уплотнений. Контроль системы дренажирования должен быть особенно тщательный в зимний период времени, когда возможны случаи обмерзания торцов дренажных трубок и закупорки их снегом, что может привести к прекращению выработки топлива из баков или смятию и срыву их с креплений. Чистоту дренажных тру- бопроводов можно проверить либо специальным шомполом, либо продувкой сжатым воздухом. Продувку производят в направлении от баков к заборнику воздуха. При об- мерзании или закупорке дренажей снегом их отогревают теплым воздухом. При хранении самолета (вертолета) на стоянке дренажные трубопроводы зак- рывают чехлами или заглушками. 185
Очистка топливных фильтров. Фетровые фильтры рекомендуется промывать неэтилированным бензином. После промывки фильтр просушивают при темпе- ратуре воздуха не выше 80° С. Сетчатые фильтры промывают чистым керосином. При сильном загряз- нении пакет разбирается и каждый элемент промывается отдельно. Очистка никелево-саржевых фильтров осуществляется ультразвуковым методом. Очищенные фильтрующие элементы проверяют на целостность при помощи лупы, а также замерами скорости фильтрации и гидравлического сопротивления, сравнивая их с техническими условиями. 3. Влияние характеристик топлива на работу топливной системы Коррозийные свойства топлив. Авиационные топлива относятся к вещест- вам с невысокими коррозийными свойствами, однако при эксплуатации самоле- тов могут быть различные коррозийные разрушения баков и отдельных деталей топливной системы. Иногда в топливе образуются коричневые хлопья (гидро- окись железа), забивающие фильтры и заклинивающие плунжерные пары топ- ливных насосов. Химическая коррозия вызывается наличием в топливе посторонних приме- сей, главным образом серы и ее соединений. Величина коррозии металлов в керосине при температуре 120° С составляет: бронзы — 0,38; кадмия — 0,18 и цинка — 0,10 мГьсм1. При повышенных тем- пература?; коррозионная агрессивность топлив возрастает. Химической коррозии сильно подвержены сетчатые, фильтры, топливные баки и элементы насосов, поэтому за ними требуется тщательный контроль при эксплуатации. Электрохимическая коррозия происходит вследствие электрохимического эффекта на поверхностях металлов, разделяющих топливо и воду, находящую- ся в топливе. Особенно сильно подвержены электрохимической коррозии отс- тойники баков. В целях предупреждения электрохимической коррозии необ- ходимо не допускать попадания воды в топливо. Влияние показателей качества топлива на работу газотурбинных двига- телей показано на рис. 4.10. Дренаж Тсплибный бак ПовкачД батщий насос Фильтр Камера сгорания Туриона Трубопроводы Rxxj ( Насос ,,1 двигателя Форсунка. Платность, men- лота сгораний 1 щснныя трш 'пглстньй запас' Пылая вес тепловой от ио- Паровоз- । онергии парения душные । ,---с---v—zt----. n^fau Пр'Г/B3HQ.il нагрузка. Дальность по- лета Перебои б ' работе Оби га тел я на 1 болыиай высоте смоль/, свобод - механо- нал сера, ческие меркап- ’’""мсси тоновая I сераДодо- ♦ раствори- Содержание Вязкость и раствори, при низ- масть води, ких тем- темпериту-примеси тоновая перату- ра начало. । сераДодо- рах кристалла у раствори-. 1 зации, меха- Стложе- мые кисло-. ........ ния в ка- ты ищет- налах и уо, вода, зазорах кислот- ность * ,^Корразия, Отказ насоса. п ' е нические Сопрстиб- ппимеси ление на м i фильтре Т а 5 копалах Отложе- ния на ,, азильтре, прокачиваемость топлива вяскт, францт плот - пинт кость состав выпуски. матико \ I \ оерь/ Павение ptepemaS и к истиы/ма Шигатем Тонкость распыла Испарение | 1 Запуск полнота сгорания ' I Дальность полета Повыше- 0тлаже\ ♦ 1 ние тем- ния Корразиях перстуры у | Перегрев деталей J Коробление, прогар, полам} ка и другие повреждения} деталей 1 Рис. 4.10. Показатели качества топлив для газотурбинных двигателей, обуслав- ливающие их эксплуатационные свойства 186
Т а б л и ц а 4.21 Температура вспЬппки и самовоспламенения топлив Топливо Температура вспышки, °C Температура самовоспламенения, °C Температура нагретой плиты, вызывающая в.ос пл вменение топлива, °C Т1 30 220 325 ТС-1 28 218 325 Т-2 — 14 233 330 Б-70 —30 331 430 Огнеопасность авиационных топлив характеризуется самовоспламенением, которое может произойти в случае попадания топлива на нагретую поверхность при нарушении герметичности. Температура вспышки и самовоспламенения (табл. 4.21) показывает взрывоопасную концентрацию паров топлива в смеси с воздухом. 4. Особенности эксплуатации топливных систем в условиях низких температур Авиационное топливо при определенной температуре замерзает, но так как оно состоит из соединений, имеющих различную температуру замерзания, то под температурой замерзания топлива понимается температура, при которой начинают затвердевать его некоторые составные части, образуя мельчайшие кристаллы. Появление кристаллов углеводородов в топливе опасно, так как они засо- ряют фильтры, клапаны, оседают в трубопроводах, нарушая нормальную ра- боту топливной системы. Углеводороды способны растворять воду. Замерзая, вода образует кристаллы льда,которые так же, как и кристаллы углеводородов, нарушают работу топлив- ной системы. Растворимость воды в топливе зависит от температуры топлива и влажности воздуха в надтопливном пространстве, а также от процентного со- держания того или иного углеводорода (рис. 4.11, 4.12). Наибольшее количество воды попадает в топливо при конденсации ее на хо- лодных поверхностях баков и топлива осенью и зимой. Чем меньше в баках топлива и чем больше времени самолет не летает, тем больше воды в топливной системе. Рис. 4.11. Зависимость растворимости воды в топливе от относительной влажности воздуха (%) при различных температурах Рис. 4.12. Зависимость раствори- мости воды в топливе от темпе- ратуры: / — топливо Т-1; 2 — бензин Б-95/130 187
№ 0,!W5 0,006 пт нго,%