Author: Александров В.Г.
Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника авиация справочник
Year: 1973
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,%
Рис. 4.13. Зависимость
растворимости воды при
18°С в топливе (кероси-
не) от температуры, при
которой расход топлива
уменьшается на 20%
(влияние растворимости
воды па засорение топ-
ливных фильтров кри-
сталлами льда)
Рис. 4.14. Регулирование давления
воздуха в герметических кабинах
Вода, растворенная в топливе, не отфильтровывается на топливных фильт-
рах, и при понижении температуры фильтры засоряются кристаллами льда.
Кроме того, происходит образование новых кристаллов в порах фильтров,
являющихся центрами кристаллизации. Влияние растворимости воды в керосине
на засорение топливного фильтра кристаллами льда показано на рис. 4.13.
Для предохранения топливной системы от засорения кристаллами льда
предусматривают вымораживание воды из топлив с последующей фильтрацией
и применение присадок. В качестве присадок используют жидкость «И» и «ТГФ».
§ S. ГЕРМЕТИЧЕСКИЕ КАБИНЫ И ИХ ЭКСПЛУАТАЦИЯ
Герметические кабины предназначены для создания благоприятных условий
жизнедеятельности экипажу и пассажирам при полете на больших высотах.
1. Типы герметических кабин
Атмосферные вентиляционные кабины с наддувом воздуха и вентиляцией
из атмосферы (от компрессора двигателя).
Автономные имеют необходимый запас воздуха в емкостях (баллонах),
возимых на самолете. Вентиляция может быть сквозной с выходом в атмосферу.
Давление в герметической кабине поддерживаается в пределах, определяе-
мых физиологическими потребностями организма человека, при помощи спе-
циальной аппаратуры в зависимости от высоты полета (рис. 4.14).
Стенки и узлы кабины испытывают значительные напряжения вследствие
действия внутреннего и наружного давлений; фонарь кабины нагружается избы-
точным давлением внутри кабины и внешними аэродинамическими силами, кото-
рые стремятся оторвать его от фюзеляжа с силой 5000—40 000 кГ. Эти причины
вызывают необходимость тщательно контролировать герметичность кабин в про-
цессе эксплуатации.
2. Методы испытания герметических кабин
Испытание герметичности кабин заключается в проверке величины утечки
воздуха из кабины (при Ар) в единицу времени, приходящейся на 1 м3 свобод-
ного объема кабины, производится прямым и косвенным методами (рис. 4.15).
188
Рис. 4.15. Схема проверки герметич-
ности кабин:
а — методом компенсации утечки;
б — по скорости понижения давле-
ния;
1 — нагнетатель; 2 — кран; 3 — расходо-
мер; 4 — герметическая кабина; 5 — регу-
лятор давления; 6 — заглушка; 7 — ба-
рометр абсолютного давления; 8 — термо-
метр; 9 — секундомер
Прямой метод определения величины утечки заключается в компенсации
и замере поступающего в кабину воздуха для обеспечения постоянного заданного
давления.
Косвенный метод определения величины утечки основан на измерении ско-
рости падения давления в герметической кабине. Утечка воздуха из кабины оп-
ределяется по формуле
VK Ар
Vv = 278,8 •-----л мин,
У Тк Дт
где 278,8 — коэффициент приведения к условиям стандартной атмосферы;
Ук — объем кабины, м3;
\р — изменение давления в кабине за время Дт, кГ/см?-,
Тк — средняя температура воздуха в кабине, °К;
Дт — время, определенное регламентом для проверки кабины на герме-
тичность.
3. Проверка герметичности кабины
Величину утечки при испытании определяют следующим образом.
Ставят кран автоматического регулятора давления АРД в положение
«Включено» и закрывают кран питания кабины. Присоединяют шланги назем-
ного приспособления и аэродромного баллона к штуцерам кабины. Закрывают
и герметизируют кабину снаружи, после чего доводят давление до определенной
величины, указанной в инструкции для данного типа самолета, и затем прекра-
щают подачу воздуха в кабину. В случае большой утечки воздуха из кабины
место утечки определяют на слух, стетоскопом (по шипению) либо путем сма-
чивания мест предполагаемой утечки воздуха мыльным раствором (рис. 4.16).
При этом в первую очередь проверяют герметичность выводов тяг и проводки.
При разгерметизации открывают фонарь (или двери) кабины, ставят кран
АРД в положение «Выключено», открывают кран питания кабины и контрят
их, отключают шланг наземного приспособления от штуцеров кабины, заглуша-
ют их и контрят.
4. Уход и контроль за кабиной
В процессе эксплуатации необходимо тщательно осматривать герметизацию
выводов тяг управления самолетом и двигателем. Шланг герметизации должен
лежать в желобе на одном уровне с краями (или ниже краев). В закрытом поло-
жении зазор между подвижной частью фонаря и шлангом должен быть равен
2—5 мм.
189
Рис. 4.16. Способы определения мест утечки:
а — вакуумный; б — с помощью воздуха (наддува) и мыльной пены; в—с по-
мощью наддува и воды; г — с помощью электролита; д — с помощью электро-
газовых приборов;
/ — мыльная пена; 2— вода; 3 — электролит; 4 — колпачок из стекла; 5 — манометр; 6 —
кран; 7 — высотомер; 8 — вакуум-насос; 9 — двигатель; 10 — газоуловитель; 11 — милли-
вольтметр; 12 — реостат; 13 — корпус воздушной камеры; 14 — уловитель; 15 — газовые
камеры; 16 — указатель утечки воздуха; Др — избыточное давление в герметичном объеме
Нельзя допускать попадания горючего и масла на резиновые детали герме-
тизации кабины. Рекомендуется защищать резиновые детали герметизации
и остекление кабины от воздействия солнечных лучей при стоянке самолета.
Необходимо тщательно следить за чистотой кабины и не допускать попадания
в нее посторонних предметов.
Особенно тщательно надо следить за цельностью шланга герметизации.
При разрыве, проколе или потертости шланг заменяется (снятый шлаиг
ремонту не подлежит).
Замена шланга герметизации фонаря. При замене шланга очищается желоб
от старого клея смесью этилацетата с бензином в соотношении 2:1. Новый
шланг укладывается в желоб так, чтобы он не выступал из него более чем
на 1,5 мм. Шланг к желобу приклеивается клеем № 88 при температуре 10—
25° С. После приклеивания шланга кабина герметизируется на 10 мин, после
чего шланг выдерживается без давления в течение 8—12 ч.
190
5. Остекление кабин самолетов
Для остекления кабин самолетов в настоящее время применяются органи-
ческое и неорганическое стекло.
Авиационное органическое стекло обладает высокой прозрачностью, хоро-
шей светостойкостью, морозостойкостью, бензо- и маслостойкостью, огнестой-
костью. Оно хорошо сохраняет свои свойства в условиях эксплуатации при тем-
пературе наружного воздуха от—60 до+60° С. На сверхзвуковых самолетах
широко применяются органическое стекло марок СТ-1, ТСТ-1; 1-57; 2-55;
Т2-55; Э-2.
Силикатное (неорганическое) стекло обладает большей теплостойкостью,
чем органические, но оно более хрупкое. Как правило, силикатное стекло при-
меняется в комбинации с органическим.
Триплекс — это комбинированное стекло, состоящее из двух слоев силикат-
ного стекла и одной бутварной прослойки между ними. Бутвар представляет
собой очень мягкий слой органического стекла. Склеивание слоев осуществляет-
ся в автоклавах под давлением.
Некоторые триплексные стекла изготавливаются с электрическим обогре-
вом для защиты от обледенения.
6. Уход и контроль за остеклением
При эксплуатации тщательно следят за состоянием остекления, не допуская
механических повреждений, воздействия органических растворителей (дихлор-
этан, ацетон, бензол и др.), вызывающих на поверхности органических стекол
«серебро» и снижающих их прочность.
Защита остекления от воздействия атмосферных факторов. Для предохра-
нения от воздействия атмосферных факторов (влага, солнечная радиация) ос-
текление покрывается сухими чистыми чехлами. Перед зачехлением остекление
протирается от влаги сухой хлопчатобумажной тканью. Между чехлом и поверх-
ностью стекла обязательно обеспечивается воздушный зазор.
Удаление загрязнений с остекления производится мягкой хлопчатобумаж-
ной тканью, смоченной в чистой воде, затем сухой тканью. Масляные пятна уда-
ляются тканью, смоченной в мыльной воде (3—5% раствор) или бензине Б-70.
Для улучшения оптических свойств остекление можно протирать тканью
с применением неагрессивных паст (типа ВИАМ).
Ледяной покров следует удалять струей теплого воздуха с температурой
не выше +50° С, не допуская местного перегрева остекления.
Защита силикатного остекления осуществляется водонепроницаемыми
чехлами.
При длительных стоянках самолета для предохранения поверхности сили-
катного остекления от поражения плесневыми грибками (биологические обраста-
ния) не реже одного раза в месяц его протирают антисептиками — спиртом-
ректификатом ГОСТ 5962—51 или спиртом гидролизным СТУ 57227—64.
7. Дефектация остекления
При осмотре и дефектации остекления используются визуальный и инстру-
ментальный методы.
Перед осмотром остекление должно быть чистым. Осмотр производится
при хорошем освещении с использованием при необходимости подсвета (пере-
носной лампы). Стекла осматриваются с наружной и внутренней сторон; об-
ращается особое внимание на состояние остекления в местах заделки его в кар-
кас, в зонах подвода горячего воздуха в кабину и крепления антенн.
Дефекты, обнаруженные визуально, дополнительно подвергаются контро-
лю инструментальным методом.
Для замера глубины царапин, выколок, сколов' применяется приборе за-
остренными измерительными стержнями.
Глубину «серебра» (трещин) можно определить с помощью микроскопов
типа МБП-2 или «Мир 2», имеющих специальное приспособление.
191
8. Допустимые дефекты органического остекления
Царапины в эксплуатации допускаются глубиной до 0,5 мм и длиной
до 200 мм в количестве 10 шт. при площади остекления 1 м2 и более, 5 шт.
при площади остекления от 0,5 до 1 ж2, 2 шт. при площади остекления менее
0,5 м2; глубиной до 0,1 мм и длиной до 500 мм — не более 2 шт. дри площади
остекления 1 м2 и более. Волосные царапины не нормируются.
Заколы рассредоточенные допускаются глубиной до 2 мм и диаметром до
5 мм в количестве 5 шт. при площади остекления 1 м2 и более и 2 шт. при
площади остекления менее 1 м2.
«Серебро». Очаги «серебра» допускаются площадью от 5 до 10 см2 в рассре-
доточенном виде в количестве 5 очагов при площади остекления 1 м2 и более,
2 очага при площади остекления 0,5—1 м2 и 1 очаг при площади остекления
менее 0,5 м2. При площади очага до 5 см2 допускаются очаги «серебра» в коли-
честве 10 шт. при площади остекления 1 м2 и более, 5 очагов при площади ос-
текления 0,5—1 м2 и 2 очага при площади остекления менее 0,5 м2.
9. Допустимые дефекты двойного остекления
Затеки клея и «посеребрение» допускаются на участках шириной до 5 мм
от магистральных прокладок и длиной до 400 мм на силовом (наружном) стекле
н шириной до 10 мм по всему периметру склейки на несиловом (внутреннем)
стекле.
Непроклей и пузыри допускаются по месту склейки межстекольных прок-
ладок в рассредоточенном виде до 20% общей площади склейки.
10. Допустимые дефекты силикатного остекления
с эпектрообогревом (типа ТСБП)
Царапины допускаются на силовом стекле глубиной до 0,1 мм и общей
длиной до 500 мм или глубиной до 0,2 мм и общей длиной до 200 мм, не вы-
ходящие на край стекла. Царапины глубиной до 0,2 мм на исправном стекле
не нормируются.
Выколки допускаются глубиной до 0,5 мм и диаметром до 3 мм в количестве
не более 5 шт. на силовом и не более 20 шт. на покровном стекле.
Сколы допускаются шириной до 5 мм и длиной до 40 мм каждый в коли-
честве до 10 шт.
Отлипы склеивающего слоя допускаются в необогреваемой и обогреваемой
зонах, а также в зоне термисторов до 15% общей площади обогрева.
Трещины шинок допускаются длиной не более 20% общей ширины шинки.
11. Допустимые дефекты силикатного остекления
без электрообогрева и бронестекол
На необогреваемых силикатных и бронированных стеклах допускаются ца-
рапины, сколы, выколки, пузыри, потертости, не мешающие обзору.
В зоне сетки прицелов дефекты не допускаются.
12. Противообледенительные устройства самолета
Опасность обледенения самолета. Вода в атмосфере может находиться в твер-
дом (град, снег), в жидком (дождь, мельчайшие капли, образующие облака)
и в газообразном состоянии. Переохлажденная вода в атмосфере встречается
при температурах от 0 до —20° С, однако в отдельных случаях капельно-жидкие
облака встречаются при температурах до —50° С. При полете в таких условиях
на частях самолета образуется лед, прежде всего на передних кромках крыла,
оперения, лопастей винтов, на фонарях кабин, что вызывает увеличение веса
192
самолета, искажение формы профиля и может привести к срыву потока и аварии
самолета.
Для предохранения частей самолета от обледенения применяют противо-
обледенительные устройства.
Типы противообледенительных устройств. По принципу действия различают
жидкостные и тепловые противообледенительные устройства
(системы). Тепловые системы делятся на воздушно-тепловые и электротепловые.
Уход и контроль за жидкостной противообледенительной системой. Жид-
костные противообледенительные системы применяются для защиты от обледе-
нения стекол фонарей кабин и лопастей винтов (рис. 4.17). В качестве рабочей
жидкости применяется чаще
всего этиловый спирт-ректи-
фикат ГОСТ 5462—51.
Для наиболее эффектив-
ного использования спирта
длительность включения си-
стемы должна быть 2—3 сек.
Проверка исправности ра-
боты системы производится
при полной заправке бака
включением на время 1 —
1,5 сек, при этом жидкость
должна вытекать из всех от-
верстий коллектора. Если это
условие не соблюдается, не-
обходимо прочистить отвер-
стия в коллекторе медной про-
волокой.
Проверка системы на гер-
метичность производится рабо-
чим давлением воздуха 3 кГ/слА.
Утечка воздуха через соединения
трубопроводов не допускается.
Не допускается попадание
воды в воздушную магистраль,
так как в этом случае возмож-
но замерзание редуктора си-
стемы и разрушение бачка
вследствие подачи чрезмерного
давления.
Характерными неисправ-
ностями жидкостной системы
являются засорение отверстий
коллектора, отказ обратного
клапана системы, что приводит
к прекращению подачи спирта,
нарушение герметичности сое-
динений трубопроводов.
При осмотре контролируют
установку и затяжку крышки
заливной горловины, которая
затягивается (завинчивается)
от руки.
Проверка заправки бачка
системы производится в про-
цессе предполетной подготовки.
При подготовке к повторному
вылету заправка бачка прове-
ряется только в случае, если
в предыдущем полете произво-
дилось включение системы.
Рис. 4.17. Противообледенительное устройство
винта и стекол фонаря кабины летчиков:
1 — бак для обледснительной жидкости; 2 — трубка,
сообщающая полость бака с атмосферой; 3— залив-
ная горловина; 4 — кран; 5 — насос с электродвига-
телем, подающий противообледенительную жидкость
к лопастям винтов; 6 — сигнальная лампа; 7 — рео-
стат включения и регулировки подачн противообле-
денительной жидкости к лопастям винтов; 8— плав-
кий предохранитель; 9 — желобковое кольцо, по ко-
торому подается противообледенительная жидкость
к лопастям; 10 — насос с электродвигателем подачн
противообледенительной жидкости к стеклам фонаря;
11 — реостат включения и регулирования подачн
противообледенительной жидкости к стеклам фонаря
7
Зак. 223
193
Уход и контроль за воздушно-тепловой противообледенительной системой.
Воздушно-тепловая противообледенительная система используется для защиты пе-
редних кромок крыла, хвостового оперения, воздухозаборников двигателей.
При эксплуатации необходимо:
следить за креплением трубопроводов и их герметичностью;
регулярно проверять состояние выходных наконечников труб обдува и их
установку;
систематически проверять управление магистральными заслонками;
проверять состояние электропроводки и ее крепление, крепление, чистоту и
работоспособность электрических агрегатов, обратных клапанов и кранов.
Уход и контроль за электротепловой противообледенительной системой.
Электротепловая противообледенительная система используется для защиты
крыльев, хвостового оперения, стекол кабин, приемников воздушного давления,
воздухозаборников двигателей и воздушных винтов ТВД. При эксплуатации си-
стемы необходимы периодические осмотры генераторов переменного тока и про-
граммных механизмов, проверка нагревательных элементов, изоляции проводов.
Наиболее тщательному контролю должны подвергаться нагревательные эле-
менты.
Уход и контроль за сигнализаторами обледенения. Сигнализаторы обледе-
нения необходимы для своевременного включения противообледенительной сис-
темы и оценки летчиком условий полета.
Различаются два типа сигнализаторов:
а) сигнализаторы, работающие на принципе определения в атмосфере пере-
охлажденных капель воды (или кристаллов льда) при температурах ниже 0° С;
б) сигнализаторы, работающие на принципе непосредственной регистрации
образования слоя льда на датчике.
Сигнализаторы первого типа основаны на измерении косвенных величин,
например электрического сопротивления или теплоотдачи, проводимости и др.
Сигнализаторы второго типа основаны на непосредственном воздействии
слоя льда на чувствительный датчик.
При эксплуатации за сигнализаторами обледенения необходим тщательный
уход и контроль в соответствии с инструкцией по эксплуатации.
РАЗДЕЛ ПЯТЫЙ
Силовые установки и их эксплуатация
§ 1. ХАРАКТЕРИСТИКИ ГТД
1. Типы и конструктивные схемы ГТД
В настоящее время в авиации применяются, главным образом, компрессор-
ные газотурбинные двигатели (ГТД). Поршневые двигатели (ПД), исчерпавшие
возможности своего дальнейшего развития, были вытеснены ГТД. По сравнению
с поршневыми газотурбинные двигатели имеют значительно большую тягу (мощ-
ность) при меньшем удельном весе и габаритах, имея при этом приемлемую эконо-
мичность. Применение ГТД позволило существенно увеличить скорость (рис. 5.1)
и высоту полета летательных аппаратов.
Газотурбинный двигатель (ГТД) представляет собой тепловой двигатель,
у которого тепловая энергия, выделившаяся при сгорании топлива, превраща-
ется либо в кинетическую энергию потока газа, а возникающая при этом реак-
ция используется как движущая сила или тяга (двигатель прямой реакции),
либо в избыточную механическую энергию газовой турбины, передаваемую ею
воздушному винту для создания тяги (двигатель непрямой реакции).
ГТД подразделяются на три основных типа:
турбореактивные двигатели (ТРД);
турбовинтовые двигатели (ТВД);
двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД).
Турбореактивный двигатель (ТРД) — газотурбинный двигатель, тяга ко-
торого создается полностью за счет превращения тепловой энергии в кинети-
ческую энергию потока газа, а возникающая при этом реакция используется
как движущая сила.
Основными элементами всякого ТРД (рис. 5.2) являются: входное устрой-
ство, компрессор (центробежный или осевой), камера сгорания, газовая турбина,
реактивное сопло.
ТРД применяются в силовых установках пилотируемых летательных аппа-
ратов и некоторых беспилотных летательных аппаратов, преимущественно,
военного назначения. ТРД обеспечивают
летательным аппаратам большую скороподъ-
емность и скорость полета, значительно
превосходящую скорость звука. ТРД перед
ТВД имеют преимущества в тяге (при одинако-
вом весе) при небольших скоростях полета,
а по экономичности, начиная со скоростей
1200— 1500 км/ч.
Турбовинтовой двигатель (ТВД) — газо-
турбинный двигатель, газовая турбина ко-
торого служит для привода компрессора и
воздушного винта. Тяга ТВД складывается
из тяги, создаваемой воздушным винтом, и
из реактивной тяги, получаемой в результате
приращения количества движения газа (воз-
Рис. 5.1. Изменение тяги раз-
личных типов двигателей и по-
требной тяги в зависимости от
скорости полета
духа) в самом двигателе.
7
195
Рис. 5.2. Схема ТРД (а) и изменение параметров
ВУ — входное устройство; К — компрессор; КС — камера
PC — реактивное сопло
потока газа по тракту (б):
сгорания; Т — газовая турбина;
Основными элементами ТВД (рис. 5.3) являются: входное устройство, ком-
прессор, камера сгорания, газовая турбина, реактивное сопло, вал воздушного
винта, редуктор.
ТВД применяются в силовых установках самолетов и вертолетов большой
грузоподъемности, имеющих дозвуковые скорости полета (600—900 км/ч)
ввиду их высокой экономичности в этом диапазоне скоростей.
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД) — газотурбинный дви-
гатель, тяга которого создается в двух газовоздушных контурах (трактах).
В качестве первого контура используется обычный ТРД. Вторым контуром
служит либо прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ВРД), либо присое-
диненная к двигателю (посредством винта, вентилятора, компрессора или эжек-
тора) струя. Между контурами двигателя обычно совершается обмен энергий.
196
Рис. 5.3. Схема ТВД (а) и изменение параметров потока газа по тракту (б):
ВВ — вал воздушного вннта; Р — редуктор.
Наиболее эффективный метод энергообмена — передача механической энергии
из первого контура во второй с помощью турбины, приводящей во вращение
винт, вентилятор или компрессор. В соответствии с этим ДТРД называют еще
турбовинтовым и турбовентиляторным двигателем.
Основными элементами ДТРД (рис. 5.4 и 5.5) являются: входное устройство
(единое для обоих контуров), компрессор первого контура, винт, вентилятор или
компрессор второго'контура, камера сгорания первого контура (в конструкции
некоторых двигателей может быть камера второго контура), газовая турбина пер-
вого контура или газовая турбина первого контура с вентилятором второго кон-
тура (при отсутствии вентилятора или компрессора в передней части второго
контура), реактивное сопло первого контура, газовоздушный тракт второго
контура.
ДТРД с передним расположением вентилятора или компрессора или задним
расположением вентилятора применяются в силовых установках самолетов.
Ввиду хорошей экономичности ДТРД могут успешно конкурировать как с ТВД,
197
так и с ТРД, занимая между ними по диапазону скоростей полета промежуточ-
ное положение.
Газотурбинные двигатели (ТРД, ТВД и ДТРД) могут быть одно-, двух-
и трехроторными.
У ТРД (ДТРД) широко применяется форсирование тяги — кратковременное
ее увеличение па 15—50% в целях сокращения взлетной дистанции, при наборе
высоты, разгоне до максимальной скорости и др.
Классификация ГТД по типам и конструктивным схемам представлена
на рис. 5.6.
Рис. 5.4. Схема ДТРД (а) и изменение параметра газа в обоих контурах двига-
теля (б)
198
Для обеспечения подвода необходимого количества воздуха к ГТД на всех
режимах полета летательного аппарата и осуществления совместно с компрессо-
ром ГТД процесса сжатия воздуха служит входное устройство.
Входное устройство состоит из воздухозаборника и подводящего канала.
При дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета (М ss 1,5)
применяют входное устройство с нерегулируемыми геометрическими размерами,
в котором процесс сжатия осуществляется в прямом скачке уплотнения. При ско-
ростях полета, соответствующих числам М2> 1,5, применяют входное устройство
с регулируемыми геометрическими размерами, в котором процесс сжатия осу-
ществляется в системе косых скачков уплотнения, завершающихся слабым пря-
мым скачком.
Воздухозаборник должен обеспечивать:
сжатие воздуха с минимальными потерями;
равномерный поток воздуха перед компрессором;
устойчивую работу во всем диапазоне режимов полета и работы ГТД;
минимальное лобовое сопротивление.
Рнс. 5.5. Схемы ДТРД:
а — одновальный ДТРД с полным разделением потоков в контурах; б — двух-
вальный ДТРД с общим компрессором низкого давления (НД) и раздельным
выхлопом (ДТРД с передней турбовентиляторной приставкой); в — двухваль-
ный ДТРД с общим компрессором НД, камерой смешения, форсажной камерой
и общим выхлопом; г — двухвальный ДТРД с задней турбовентиляторной при-
ставкой; д — трехвальный ДТРД с общим компрессором НД и раздельным вы-
хлопом
199
Рис. 5.6. Класификация авиационных ГТД
Классификация воздухозаборников приведена на рис. 5.7.
К основным параметрам, характеризующим технические данные и степень
совершенства ГТД, относятся: тяга (мощность), удельный расход топлива, вес,
габаритные размеры и ресурс.
2. Основные параметры ТРД
Тягой ТРД называют движущую силу, развиваемую двигателем. Тяга
является главным параметром ТРД. По своему физическому смыслу она пред-
ставляет собой равнодействующую всех сил давления, приложенных к внутрен-
ним и наружным поверхностям двигателя. Тяга двигателя возникает в резуль-
тате воздействия потока газа на поверхности двигателя и увеличения кинети-
ческой энергии потока. Тяга ТРД определяется (без учета расхода топлива, сос-
тавляющего 1,2—2% расхода воздуха) по формуле
GB
р = ~ (^-V) + (p5-P//)F6 «Г,
где GB — секундный весовой расход воздуха через двигатель, кГ/сек-,
g — ускорение силы тяжести земли, м/сек?",
Съ — скорость потока газов на срезе реактивного сопла, м/сек',
V — скорость полета, м/сек',
рь —статическое давление потока газов на срезе реактивного сопла, кГ/см?-,
рн — атмосферное давление, кГ/см?-,
Fs, — площадь газовой струи на срезе реактивного сопла, см2.
Для случая полного расширения газов в реактивном сопле (р6 = рн), тогда
GB
Р=— • (съ-У).
g
200
Рис. 5.7. Классификация воздухозаборников
201
Тяга ТРД в настоящее время имеет величину от нескольких сотен до 20 000—
22 000 кГ. Минимальная величина тяги ГТД, предназначенных для вспомога-
тельных целей (агрегаты запуска, наддува, снабжения сжатым воздухом), равна
100—200 кГ.
Удельной тягой ГТД называют тягу Р, получаемую с 1 кГ воздуха GB,
проходящего в 1 сек. через двигатель,
„ р КГ
р =------ ------
уд GB кГ/сек
Удельная тяга характеризует относительные размеры и вес двигателя:
чем больше удельная тяга, тем меньше при данной тяге размеры и вес двигателя,
тем, следовательно, больше дальность и продолжительность полета, выше его
скорость и высота.
Для современных нефорсированных ТРД
кГ
Рутг = 65— 75——---- и более.
уд кГ!сек
Тяговая мощность ТРД определяется по формуле
PV
N =----- л. с.
75
Удельным расходом топлива ТРД называют отношение часового расхода
топлива GT. ч к тяге Р, развиваемой двигателем
GT. ч кГ то пл
U УД ——— '
Р к Г тяги-ч
Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя: чем
меньше Суд, тем больше дальность и продолжительность полета при данном за-
пасе топлива.
кГ топл
ТРД Суд = 0,75 4- 0,9 та^-ауТРД
компрессорами на взлете достигнуты Суд =
В настоящее время у
с высоконапорными осевыми
кГ топл
= 0,70 4- 0,75 г - .
Удельным весом двигателя
называется отношение сухого веса двигателя
(без топлива и масла) к развиваемой им тяге Р при работе на месте
Одв к Г веса
^дв Р к Г тяги
Удельный вес двигателя характеризует его в весовом отношении. У совре
кГ веса
менных ТРД достигнуты значения удв = 0,154-0,3 ——.
Лобовой тягой называют отношение тяги Р двигателя к его миделю (мак-
симальному поперечному сечению) /"лоб-'
Рлоб = 7, кГ!лР.
Рлоб
Лобовая тяга характеризует аэродинамическое совершенство силовой уста-
новки. Для современных ТРД с осевыми компресорами РЛоб — Ю 000 4-
4- 12 000 кГ1м\ для ТРД с центробежными компрессорами РЛоб = 2000 4-
4- 2200 кГ/м2.
202
3. Основные параметры ТВД
Тяга ТВД 1редставляст собой сумму тяги Рв, развиваемой винтом, и реак-
тивной тяги Рр.
Тяга Рв, развиваемая винтом в полете, подсчитывается по формуле
Рв = 75^^ кГ,
। где ,/VB — мощность винта, являющаяся частью эффективной мощности Ne,
передаваемой турбиной на вал винта (через редуктор), т. е.
Тв # в GB
^в ~Ne Т]ред = — Т]ред л. с.,
LB. в — работа 1 кг газа, передаваемая на вал винта;
"Орел — коэффициент полезного действия редуктора (т)ред = 0,974-0,98);
т]в — коэффициент полезного действия винта (оптимальные значения т]в =
= 0,8 4- 0,85 для диапазона скоростей полета 300—700 км/ч).
Реактивная тяга Рр (для случая полного расширения газов в реактивном
сопле) определяется по формуле
GB
/> =—(c5-V) кГ.
g
Таким образом, суммарная тяга ТВД в полете равна:
“ v g
При работе ТВД на стенде V' = т]в = 0, что приводит к неопределенности
формулы суммарной тяги.
Суммарную тягу ТВД при работе на стенде можно определить по формуле
Св
p=p)VB + —сБ кГ.
g
Для мощных ТВД на расчетном для винта числе оборотов 0 = 1,054-1,15.
При сравнительных расчетах принимают 0 = 1,1.
Удельной тягой ТВД Руя называется отношение суммарной тяги Р к се-
кундному весовому расходу воздуха GB через двигатель
D _ _ Р_____75 NB т]в с5 V кГ
Gb Gb V g кГ/сек
Эквивалентной мощностью /Vf) называется условная мощность, которая
потребовалась бы для привода винта, развивающего тягу, равную суммарной
тяге ТВД:
= 4- Np,
где Np — мощность, эквивалентная реактивной тяге, т. е.
Пв
При работе ТВД на стенде
No = NB + 0,06Pp.
Величина эквивалентной мощности современных ТВД находится в пределах
200—10 000 л. с. и выше.
203
Удельной эквивалентной мощностью ТВД Ng. уд называется отношение
эквивалентной мощности Л'э к секундному весовому расходу воздуха GB через
двигатель
?V3 л. с.
Nf>- уд==ёГ •
Удельные параметры Руд и Уэ. уд характеризуют эффективность исполь-
зования воздуха в двигателе для создания тяги и мощности. Чем больше Уэ. уд,
тем меньше при заданной суммарной мощности двигателя секундный расход
воздуха, его поперечные сечения и вес.
Удельным эффективным (эквивалентным) расходом топлива ТВД Се уд
называется отношение часового расхода топлива GT. ч к эффективной мощности
Ne (эквивалентной мощности АД):
г — -
';уд~' Ne
кГ топл. ч
эф. л. с
У современных ТВД на крейсерском режиме
кГ топл-ч
4- 0,310 —j—---. С увеличением скорости и высоты полета
Эф • л. с.
тивный расход топлива уменьшается.
Удельным расходом топлива Суд называется отношение
топлива GT. ч к суммарной тяге Р:
уд — 0,210-4-
удельный эффек-
часового расхода
GT.4 уд’У КР топл.
уд Р 75 т]в кГ тяги • ч
При работе ТВД на стенде для определения Суд применяют формулу
_ _ Се уд
Суд р—•
Удельным расходом топлива Суд удобно пользоваться при сравнительной
оценке ТВД и ТРД.
Удельная лобовая мощность и удельная лобовая тяга ТВД представляют
собой отношения соответственно эквивалентной мощности Na и суммарной тяги
Р двигателя к его миделю Рлоб:
N3 же. л. с. п Р кГ
'Чтоб = Д. « Рлоб = ~ ДГ •
'"лоб Рлоб м“
У ТВД значения УЛоб — 2500-4-4500 л. с./м2.
Чем больше А'лоб и Рлоб, тем меньше мидель ТВД при прочих равных
условиях.
Удельный вес ТВД, отнесенный к эквивалентной мощности, определяется
по формуле
GnB кГ веса
T,v = Д7-----------’
э N3 же. л. с.
Удельный вес, отнесенный к суммарной тяге, определяется по формуле
GnB кГ веса
М —бЫ----------
р Р кГ тяги
У современных ТВД
ур = 0,15-40,20
кГ веса
кГ тяги
204
4. Основные параметры ДТРД
Тяга ДТРД образуется как в первом, так и во втором контуре. Поэтому
полной тягой ДТРД называют сумму тяг первого Pj и второго Ри контуров
двигателя:
G! G11
Р=-Р1+Рп=— (cl-v)+— (CU-V)=
g ё
где Gg и G^ — секундные весовые расходы воздуха соответственно через первый
и второй контуры двигателя, кГ/сек\
с!5 и с!5! — скорость потоков газов соответственно па срезе реактивного сопла
G
и
В
У =
G‘B
первого контура и на выходе из второго контура;
— степень двухконтурности (коэффициент распределения воздуха
между контурами) двигателя.
У современных ДТРД для дозвуковых самолетов у ж 34-8, для сверх-
звуковых самолетов у 0,34-2.
Тяга современных ДТРД достигает значений 20 000—22 000 кГ.
Удельной тягой ДТРД называется отношение полной тяги к суммарному
расходу воздуха GB через двигатель:
Р кГ
I ______ ________
уд GB кГ/сек
Удельные тяги первого и второго контуров равны:
Р>
Р =-• Р
7 УД I (?1 ’ ГУД II pH
в в
Тогда Руд может быть определена по следующей формуле:
Р Руд I + уРуд 11 к1
уд 1 + у кГ!сек
Удельная тяга Руд характеризует диаметральные размеры ДТРД. Чем
меньше Руд, тем большим при заданной полной тяге должен быть суммарный рас-
ход воздуха через двигатель и, следовательно, тем больше будут при прочих
равных условиях диаметральные размеры и вес двигателя и меньше его лобовая
тяга. Удельная тяга ДТРД на 30—40% меньше удельной тяги ТРД вследствие
меньших скоростей истечения потоков газов из первого и второго контуров
по сравнению со скоростью истечения потока газов из реактивного сопла ТРД.
Удельным расходом топлива ДТРД называется отношение часового расхода
топлива GT. ч к полной тяге Р двигателя:
GT,4 кР топл
С* "V тт — >
Р кГ тяги-ч
Удельные расходы топлива в первом и
От.ч — G’.4 +G^4 .
во втором контурах равны:
г _____ т.ч р __________ ит.ч
Суд I р^ и СУД II Р1(
205
Тогда Суд можно подсчитать по следующей формуле:
с = РудI с уРул П с к-Г топл
УД Руд1 +Уруд11 Уд1 Руа1+уРуаП УдП кГ тяги-ч-'
Если сгорание топлива осуществляется только в первом контуре, то Суд
можно определить по формуле
3600
£ _^т.ч _ 3600 кГ топл
Р а1роРуд1 кГ тяги-ч
vjifi «J — коэффициент избытка воздуха;
Lo — количество воздуха, теоретически необходимого для полного сгорания
1 кГ топлива.
В настоящее время лучшие ДТРД имеют у земли Суд = 0,54-0,7 'кГ^яг^ч'
Более высокая экономичность ДТРД по сравнению с ТРД достигается повыше-
нием тягового к. п. д., связанного с относительным понижением скоростей исте-
чения потоков газов из первого и второго контуров.
Удельная лобовая тяга ДТРД определяется по формуле
Р кГ
Р лоб— г- „
Лтоб м2
У современных ДТРД Рлоб = 4500 4- 7000 кГ/м2.
5. Коэффициенты полезного действия ГТД
Потери в процессах преобразования тепла, вводимого в ГТД в виде хими'
ческой энергии топлива, во внешнюю работу, совершаемую силой тяги двигателя
(идущую на продвижение летательного аппарата), оцениваются последовательно
тремя коэффициентами полезного действия: эффективным (внутренним) к. п. д.
Т]е, ТЯГОВЫМ (внешним) К. П. Д. Т]р и общим (полным) К. П. Д. Т]о.
Эффективным (внутренним) к. п. д. называют отношение тепла, эквивалент-
ного полезной работе цикла, ко всему теплу, внесенному в двигатель с топливом:
ALe 2g
т]е =---=-------— ,
?вн 9вн
где A = — тепловой эквивалент механической энергии;
Le — эффективная (полезная) работа цикла;
</вн — термохимическая энергия топлива, отнесенная к 1 кГ
воздуха.
Эффективный к. п. д. оценивает эффективность, т. е. термодинамическое
совершенство ГТД как тепловой машины; он учитывает все потери, связанные
с преобразованием тепла в кинетическую энергию газа (потери тепла с отходя-
щими газами, обусловленные действием второго закона термодинамики, а также
наличием трения во всех элементах ГТД, потери тепла вследствие ме-
ханической и химической неполноты сгорания).
При работе ГТД на месте т]е = 0,24-0,3. В условиях полета он достигает
заметно больших значений.
206
Тяговым (внешним) к. и. д. называют отношение работы реактивной тяги
(тяговой работы) к приращению кинетической энергии потока газа, полученному
им в двигателе,
Lp _ -Руд’^ _ _____2
2g V
Для ТВД т]р ~ т]в,
где т]в — коэффициент полезного действия воздушного винта.
Тяговый к. п. д. учитывает внешние потери энергии, связанные с превраще-
нием кинетической энергии в тяговую работу; он оценивает совершенство ГТД
как движителя.
При V -= 0 (работа двигателя на месте) == 0. Это значит, что при работе
двигателя на месте Lp = 0, так как действующая'сила не производит перемеще-
ния. В этом случае вся кинетическая энергия выходящей из двигателя струи
идет в потери.
При V = c5r]p= 1. Это значит, что потерь кинетической энергии нет.
Этот случай представляется предельным и не имеет практического интереса.
„ V 1
ПРИ ^=2
=д. В этом случае Lp достигает максимума.
У ГТД тяговый к. п. д. в зависимости от скорости и высоты полета и режима
работы двигателя изменяется в широких пределах, но обычно не превышает
величины 0,60—0,65.
Общим (полным) к. п. д. называют отношение тепла, эквивалентного работе
реактивной тяги, ко всему теплу, внесенному с топливом в двигатель,
11о =
alp APyKV „ п
--=—= -1^ TJp
?вн ?вн
Для ТВД Т]о ~ T]eT]p.
Общий к. п. д. оценивает все потери тепловой энергии в ГТД, как внутрен-
ние, связанные с преобразованием тепла в кинетическую энергию, так и внеш-
ние, связанные с преобразованием кинетической энергии в тяговую работу.
Общий к. п. д. оценивает эффективность ГТД и как двигателя, и как
движителя, характеризуя его экономичность.
В полете у ГТД = 0,2 4- 0,3.
6. Основные характеристики ГТД
Для полного представления о качествах и возможностях ГТД при их эксп-
луатации на самолетах служат зависимости тяги (мощности) и основных
удельных параметров двигателей от режимов их работы, высоты и скорости
полета, называемые основными (эксплуатационными) характеристиками.
Основные характеристики определяются либо путем испытания ГТД
на стендах или на специальных самолетах (летающих лабораториях), либо
" их получают на основании расчетов.
4 Основные характеристики ГТД подразделяются на дроссельные,
скоростные и высотные.
Дроссельными характеристиками ГТД называют следующие зависимости
от числа оборотов при данной высоте и скорости полета и при принятой програм-
ме регулирования:
для ТРД — тяги и удельного расхода топлива;
для ТВД — эффективной (винтовой) или суммарной (эквивалентной)
мощности, удельного эффективного расхода топлива и реактивной тяги;
для ДТРД — полной тяги и удельного расхода топлива.
Указанные характеристики могут дополняться зависимостями от числа
оборотов Руд, GB, GT. ч, Тз, л‘к и др.
207
Рис. 5.8. Дроссельная характеристика
одновального ТРДФ
Рис. 5.9. Дроссельные характеристики
ГРД и ДТРД, имеющих одинаковые
значения л*, ^змах,т]к и т]т. Значения
R и Суд на максимальном режиме
приняты за единицу
Рис 5.10. Дроссельная характеристи-
ка ТВД
Дроссельные характеристики ГТД изображают в виде кривых: Р*— f± (и).
Ne (NB) = /2 (га); Рр = /з (га); Суд = ft (и), а также Руд; GB; GT. ч; Т*3 и др.
При построении основных характеристик ГТД могут применяться как аб-
солютные, так и относительные значения параметров в виде:
— Р - суд — га
Р = ------; СУд = -----------; га = ------ и др.
Рмакс Суд. мин гамакс
На дроссельных характеристиках обычно указываются основные режимы
работы ГТД.
208
Рис. 5.11. Скоростная
характеристика ТРД
Рис. 5.12. Скоростные
характеристики тяги при
выключенной (ТРД) и
включенной (ТРДФ)
форсажной камере
Дроссельные характеристики ГТД представлены графиками на рис. 5.8,
5.9 и 5.10.
Скоростными характеристиками ГТД (характеристиками по числу М по-
лета) называют следующие зависимости от скорости полета на данной высоте
при принятой программе регулирования двигателя:
для ТРД — тяги и удельного расхода топлива;
для ТВД — эффективной или суммарной (эквивалентной) мощности,
удельного эффективного расхода топлива и реактивной тяги;
для ДТРД — полной тяги и удельного расхода топлива.
Указанные характеристики могут дополняться и другими зависимостями
основных удельных параметров и параметров рабочего процесса ГТД.
Скоростные характеристики ГТД изображают в виде кривых:
P=fi(vy, уг(Ув)=/2(Г); Pp = fs(vy, суд=/4(Г) И др.
Скоростные характеристики ГТД представлены графиками на рис. 5.11,
5.12 и 5.13.
Рис. 5.13. Скоростные характеристики при
п = const п TJ = const:
1— ДТРД; 2.-ТРД; 3 - ТВД. У всех двигателей зна-
чения Gb, Тз*, л^*, tjk и Г)т при У=0 и Н=0 одина-
ковы, а значения Р и Суд для ТРД приняты за еди-
ницу
209
Рис. 5.14. Высотная характеристика
ТРД
Рис. 5.15. Влияние высоты по-
лета на тягу и удельные пара-
метры ТРД
Высотными характеристиками ГТД называют следующие зависимости от вы-
соты полета при данной скорости полета и принятой программе регулирования
двигателя:
для ТРД — тяги и удельного расхода топлива;
для ТВД — эффективной (винтовой) или суммарной (эквивалентной) мощ-
ности, удельного эффективного расхода топлива и реактивной тяги;
для ДТРД — полной тяги и удельного расхода топлива.
Указанные характеристики' могут дополняться и другими зависимостями.
Высотные характеристики ГТД изображают в виде кривых:
Р=Л(Я); ^=/2(Я); Р/>=/3(Д); суд=/4 (Я) и др.
Высотные характеристики ГТД представлены графиками на рис. 5.14
и 5.15.
Основные характеристики ДТРД при одинаковых расходах воздуха и рав-
ных параметрах рабочего процесса двигателей занимают промежуточное положе-
ние между соответствующими характеристиками ТРД и ТВД.
7. Область возможных режимов работы ГТД.
Неустойчивая работа (помпаж) компрессора
Область возможных режимов работы ГТД, в границах которой проходит
линия его рабочих режимов, представлена на типовой (универсальной) характе-
ристике компрессора (рис. 5.16).
На этой характеристике нанесены линии 1—-7, ограничивающие область
возможных режимов работы ГТД, а также линия 8 его рабочих режимов:
1 — граница устойчивой работы компрессора (граница помпажа) представ-
ляет собой геометрическое место режимов появления помпажа компрессора
на различных числах оборотов. Влево от границы расположена область неустой-
чивой работы компрессора, вправо —область его устойчивых режимов работы;
210
2 — граница устойчивой работы двигателя на оборотах малого газа соот-
ветствует минимальному числу оборотов п ~ пм. г, на которых двигатель рабо-
тает устойчиво и надежно;
3 — граница газодинамического запирания на входе в компрессор по осевой
скорости. Физический смысл этого запирания состоит в том, что с увеличением
числа оборотов выше максимально допустимых расход воздуха через компрес-
сор не растет;
4 — граница газодинамического запирания на выходе из компрессора по
осевой скорости. Физический смысл запирания состоит в том, что с уменьшением
противодавления на выходе из компрессора степень сжатия и работа компрессора
остаются постоянными;
5 — граница запирания на выходе из турбины по осевой скорости. Физи-
ческий смысл этого запирания состоит в том, что с увеличением критического
(выходного) сечения реактивного сопла перепад давлений и работа турбины
больше не растут.
6 —- граница максимально допустимой температуры Т3* устанавливается
из условия обеспечения прочности;
7 — граница максимально допустимых оборотов устанавливается из усло-
вия обеспечения прочности;
8 — линия рабочих режимов ГТД (линия совместных режимов работы
компрессора и турбины) представляет собой геометрическое место совместных
установившихся режимов работы компрессора и турбины на различных числах
оборотов, в которых соблюдаются условия; Л'к = N? (мощность, потребная
для вращения компрессора, вырабатывается турбиной); GB. к ~ Gr. т (воздух,
выходящий из компрессора, поступает в турбину); пк = ит (жесткая кинемати-
ческая связь между роторами компрессора и турбины). Форма и расположение
линии рабочих режимов ГТД в области возможных режимов его работы на харак-
теристике компрессора зависят не только от указанных условий совместной ра-
боты компрессора и турбины, но и от принятой программы регулирования дви-
гателя.
Одновременно на типовую характеристику компрессора наносятся линии
постоянных приведенных оборотов ппр = const (9) и дополнительно линии
Лк = const (10) и Т*3!Т*Г.
Помпажом называют неустойчивовую работу компрессора, возникающую
в результате срыва потока воздуха с рабочих лопаток и лопаток направляющих
аппаратов компрессора.
Помпаж в высоконапорном осевом компрессоре возникает вследствие «рас-
согласования» работы его крайних (т. е. первых и последних) ступеней на режи-
мах, существенно отличающихся от расчетного (рис. 5.17).
Рис. 5.16. Область воз-
можных режимов рабо-
ты ТРД — зависимость
степени сжатия л * ком-
прессора от коэффициен-
та расхода воздуха
?(Х) через компрессор
211
Запас устойчивой работы компрессора Ку (рис. 5.17, б) показывает удален-
ность данной рабочей точки (режима) ГТД от границы устойчивой работы при
Ппр ==- const:
(Лк/бв. пр)п
Л у-------j--------- •
(пк/(Зв. пр)р
Расчетный запас устойчивой работы компрессора АКу определяется по фор-
муле
ЛКу = (Ку-1) 100%.
У существующих ГТД АКУ > 15%.
Запас устойчивой работы компрессора может быть определен по другим
параметрам ГТД, например по оборотам п, температуре Т*А.
Для обеспечения устойчивой работы ГТД с высоконапорными осевыми
компрессорами (л* ч > 6-5-8) применяют чаще всего следующие специальные
средства регулирования:
а1
f)
abo-Линия
рабочих
режимов;
айс-граница
помпажа
ПерВая ступень^)
I
Средняя ступень(р)
/ц I
Последняя ступень (т)
и
Рис. 5.17. К объяснению явления помпажа:
а — взаимное положение линий границы помпажа компрессора и рабочих режи-
мов двигателя; б — запас устойчивой работы компрессора; в — рассогласование
работы крайних ступеней осевого компрессора на нерасчетных режимах; г — схе-
ма обтекания лопаток первой, средней и последней ступеней компрессора на по-
ниженном числе оборотов
212
1) поворотные лопатки направляющих аппаратов.
Их применением достигается сдвиг границы помпажа в область меньших расхо-
дов при заданной линии рабочих режимов ГТД;
2) регулируемые сопловой аппарат турбины и
реактивное сопло. Их применением достигается сдвиг линии ра-
бочих режимов ГТД в область больших расходов при заданной границе помпажа;
3) перепуск воздуха из промежуточных ступеней
компрессора, двухвальные осевые компрессоры,
поворотные лопатки статора компрессора. Их приме-
нением достигается согласованная и беспомпажная работа всех ступеней высо-
конапорного осевого компрессора.
8. Основные режимы работы ГТД
Под режимом работы ГТД понимается совокупность внешних и внутренних
условий, при которых работает двигатель. К внешним условиям относятся тем-
пература и давление атмосферного воздуха, скорость и высота полета; к внут-
ренним — тяга, удельный расход топлива, число оборотов ротора, температура
газов перед турбиной.
Приняты следующие основные установившиеся режимы работы ГТД:
максимальный (взлетный), номинальный (расчетный), крейсер-
с к и е (эксплуатационные), режим малого газа.
Установившимися или равновесными называются такие режимы ГТД,
при которых число оборотов ротора и все параметры рабочего процесса не изме-
няются во времени. Для реализации установившегося режима необходимо, чтобы
мощность турбины Л'т двигателя равнялась мощности, потребной для вращения
с заданным числом оборотов компрессора и вспомогательных агрегатов NK,
т. е. NT = Л1К. Это обеспечивается подачей постоянного количества топлива
в камеру сгорания двигателя, необходимого для поддержания данного равенства.
Максимальным называют режим работы ГТД, на котором он развивает мак-
симальную тягу (мощность), а число оборотов ротора п и температура Т% дости-
гают максимальных значений, установленных из условия обеспечения надежной
работы двигателя. Время непрерывной работы на этом режиме ограничивается
до 5—10 мин, а суммарная наработка за ресурс — не более 2—4% назначенного
ресурса. Максимальный режим используется для взлета и набора высоты, а так-
же для кратковременного увеличения скорости полета.
Номинальным называют режим работы ГТД, на котором он может надежно
и непрерывно работать от 30 мин до 2 ч (суммарная наработка равна 20—30%
ресурса) и развивать расчетную величину тяги (мощности). Тяга на этом режиме
^ном = (0,85 — 0,9) Рмакс! ^ном = (0,95 — 0,98)лмакс.
Этот режим называют также расчетным, так как расчеты двигателей
на прочность и газодинамический расчет производятся на номинальных режимах.
Номинальный режим используется при длительном наборе высоты, полете
с большой скоростью.
Крейсерскими называют режимы работы ГТД, на которых они могут непре-
рывно работать длительное время. Эти режимы могут подразделяться на:
максимальн о-к рейсерский:
Р кр. макс = (0,70 4- 0,75) Г макс! Икр. маис ~ 0,9 Ямакс 1
ми п и мал Hi о-к рейсерский:
Гкр. мин = (0,5— 0,6) Рмакс-
Он примерно соответствует режиму работы с минимальным Суд!
промежуточные по значениям тяги между максимально и мини-
мально крейсерскими.
Крейсерские режимы используются при полетах с большой дальностью и
продолжительностью.
213
У ТВД обороты на всех эксплуатационных режимах постоянны и равны
оборотам максимального режима. МинимальныйСуд в ТВД достигается на мак-
симальном режиме.
Возможны еще более пониженные режимы работы ГТД.
Режимом малого газа называют режим работы ГТД, на котором он может
работать с минимальной тягой, достаточной для руления самолета. Режим малого
газа соответствует минимальным оборотам, на которых двигатель может работать
устойчиво и надежно. Время непрерывной работы па этом режиме ограничивается
до 10—15 мин вследствие высоких температур газов перед турбиной и ухуд-
шения условий работы термически напряженных деталей двигателя. Значение
максимально допустимой температуры газов регламентируется. Для данного
режима
Рм. г — (0,03 — 0,05) Рмакс!
. г -- (0,2 — 0,7) Пиане (для V = 0; Н — 0);
У ТВД: Им. г —(0,850,9) пМакс
Высокие значения оборотов малого газа, соответствующие (0,5—0,7) иМакс,
характерны для ТРД и ДТРД с компрессорами, имеющими высокие значения
л* расч. Выбор таких значений пм. г обусловлен необходимостью обеспечения
достаточного запаса устойчивой работы компрессора.
Наряду с основными режимами для ГТД приняты режимы работы с форси-
рованием тяги.
Форсированием тяги называют кратковременное увеличение тяги двигателя
по сравнению с ее величиной, соответствующей максимальному режиму.
Форсирование тяги ГТД применяется при взлете для сокращения длины
разбега самолета, увеличения скороподъемности и потолка самолета, а также
максимальной скорости полета.
Существуют следующие способы форсирования тяги ГТД.
Форсирование тяги повышением числа оборотов ротора дает возможность
кратковременно увеличить тягу двигателя на 15—20% и более. С этой целью
у ряда двигателей предусмотрено введение чрезвычайного р еж и -
м а, работа на котором допустима в исключительных (аварийных) случаях
в течение 2—3 мин. Такой способ форсирования тяги приводит к увеличению
(пропорционально квадрату числа оборотов) напряжений в деталях ротора,
а также температуры Т*3, что существенно снижает прочность этих деталей и
главным образом рабочих лопаток турбины. В связи с этим в ряде случаев
предусматривается прекращение дальнейшей эксплуатации двигателей, рабо-
тавших на чрезвычайном режиме.
Форсирование тяги повышением температуры Т3 при лмакс = const. По-
вышение Т% на 10% может увеличить тягу двигателя на 5—8%. Такой способ
форсирования обычно требует специального охлаждения лопаток сопловых ап-
паратов и рабочих лопаток турбины воздухом, отбираемым из компрессора дви-
гателя (до 2—5% секундного весового расхода воздуха), а также введения регу-
лируемого реактивного сопла.
Форсирование тяги впрыском воды или легкоиспаряющихся жидкостей.
Впрыск может осуществляться либо в компрессор, либо в камеру сгорания
двигателя. Данный способ дает возможность увеличить тягу ДТРД и ТРД
на 8—25%, а тягу ТВД — на 30—35%. Впрыск воды в настоящее время успешно
применяется на ряде ГТД, что особенно себя оправдывает при их эксплуатации
в тропических условиях.
Серьезным недостатком этого способа является значительный расход жид-
кости. Так, форсирование на взлете тяги на 20—25% требует расхода воды при-
мерно в 2,2—2,4 раза, превышающего расход топлива..
Форсирование тяги сжиганием дополнительного топлива за турбиной.
Сжигание топлива осуществляется в форсажной камере, расположенной между
турбиной и реактивным соплом двигателя, с использованием избыточного кисло-
рода, находящегося в газах, поступающих из основной камеры сгорания.
Способ нашел применение на ТДР и ДТРД. Эти типы двигателей с форсаж-
ными камерами имеют обозначения соответственно ТРДФ и ДТРДФ.
214
В результате сжигания дополнительного топлива за турбиной температура
газов возрастает с 800—1000° К до 1700—2100° К, а скорость истечения газов
(с6) увеличивается на 30—50%, что приводит к значительному форсированию
тяги и увеличению удельного расхода топлива.
Форсирование тяги при этом способе составляет 25—50% и более (на стенде
и малых скоростях полета). При полете с большими скоростями форсирование
тяги может достигать более 100%. Так, при скорости полета, соответствующей
числу М = 2,5, тяга ТРДФ может увеличиться примерно в 2,5 раза.
Удельные параметры ТРДФ при работе на стенде и малых скоростях полета
при сжигании дополнительного топлива за турбиной имеют значения:
Гуд. Ф = 80 100
кГ
кГюек
Суд. ф — 1>8~ 2,2
кГ топл
кГтяги-ч
С увеличением скорости полета прирост удельного расхода топлива у ТРДФ
по сравнению с ТРД существенно снижается. Так, при скорости полета, соот-
ветствующей числу М = 2,5, повышение температуры газов в форсажной камере
до 1800—1900° К может снизить прирост удельного расхода топлива со 180—
190% (при работе на стенде) до 10—15%.
Важным преимуществом применения форсажных камер является возмож-
ность значительного увеличения тяги двигателя без повышения температуры
Tg. Для поддержания неизменным режима работы турбокомпрессора (Т% =
= const; пмакс = const) в ТРДФ и ДТРДФ введено регулируемое реактивное
сопло.
Часто режим с форсированием тяги путем сжигания топлива за турбиной
называют форсажным режимом или просто форсажом.
У некоторых ТРДФ форсаж регулируется от минимального до максимально-
го (полного) изменением диаметра створок реактивного сопла при пмакс=
= const. Форсажные режимы, находящиеся в пределах от минимального до
полного, называют режимами промежуточного форсажа.
9. Переходные и пусковые режимы работы ГТД
Переходными (неустановившимися) называют такие режимы работы ГТД,
при которых все его параметры или некоторая их часть изменяются во времени.
На таких режимах двигатель работает при переводе его с одного установивше-
гося режима на другой.
Управление режимами осуществляется изменением количества топлива,
поступающего в камеру сгорания ГТД.
Переходные режимы с увеличением числа оборотов называют режимами
разгона ротора двигателя, а с уменьшением числа оборотов — режимами тормо-
жения, или сброса оборотов.
Основным условием выполнения переходных режимов ГТД, сопровождаю-
щихся изменением оборотов, является неравенство мощности турбины NT и мощ-
ности, потребной для вращения компрессора и вспомогательных агрегатов 1VK:
&.N = NT—NK.
При NT > Л'к осуществляются режимы разгона ротора двигателя, а при
NT < NK — режимы сброса оборотов.
Способность двигателя быстро увеличивать тягу от минимального ее значе-
ния до максимального при увеличении подачи топлива в камеру сгорания назы-
вают приемистостью.
Время, потребное для перехода от режима малого газа до максимального
(форсированного) режима, называют временем приемистости тпр. Чем меньше
время разгона ротора, тем лучше приемистость двигателя.
215
Хорошая приемистость двигателя требуется для безопасного ухода самоле-
та на второй круг при неудавшейся посадке, для выполнения фигур высшего пи-
лотажа, для энергичного маневрирования в воздушном бою и т. п.
Достижение минимальных значений времени приемистости у ГТД ограничи-
вается влиянием двух основных факторов:
а) величиной запаса устойчивой работы (запаса по помпажу) компрессора
Ху. Чем больше величина этого запаса у компрессора ГТД, тем меньшие значе-
ния тпр могут быть достигнуты, так как при этом могут быть допущены большие
избытки топлива, поступающего в камеру сгорания при разгоне ротора двигате-
ля, а следовательно, будут достигнуты большие избыточные по сравнению с уста-
новившимися режимами значения ДУ и (рис. 5.18);
б) уменьшением при разгоне ротора коэффициента избытка воздуха по
сравнению с установившимися режимами до значения амин, ПРИ котором про-
изойдет срыв пламени в камере сгорания из-за переобогащения топливо-воздуш-
ной смеси (рис. 5.19).
У существующих ГТД с учетом влияния указанных выше ограничений при
работе на земле тпр = 8ч-15 сек, а у отдельных двигателей со специально приня-
тыми мерами (уменьшение момента инерции ротора, применение поворотных ло-
паток компрессора и перепуска воздуха из промежуточных его ступеней, раскры-
тие реактивного сопла и др.) достигнуты значения тпр = 64-8 сек. У ТРДФ
с включенным форсажом время приемистости увеличивается и составляет
~10—18 сек.
С увеличением высоты полета время приемистости возрастает вследствие
падения избыточной величины ДУ из-за уменьшения весового расхода воздуха
через двигатель. У отдельных ГТД на высоте 8—11 км время приемистости воз-
растает (по сравнению с временем приемистости на земле) в 4—5 раз.
Минимальная величина времени сброса оборотов, обусловливаемая темпом
уменьшения подачи топлива в камеру сгорания, ограничивается (см. рис. 5.19)
возможностью увеличения коэффициента избытка воздуха до значения амакс,
при котором произойдет срыв пламени в камере сгорания вследствие чрезмерного
обеднения топливо-воздушной смеси.
Запуск ГТД, относящийся к переходным режимам, представляет собой раз-
гон ротора двигателя от нулевых оборотов до оборотов малого газа.
^В-пр
Рис. 5.18. Линии переходных режимов
ТРД на характеристике его компрес-
сора:
1 и 2 — режимы разгона ротора двигателя;
2' — режим разгона, сопровождающийся воз-
никновением помпажа; 3 и 4 — режимы тор-
можения ротора двигателя
Рис. 5.19. Изменение коэффициента
избытка воздуха в камерах сгорания
ТРД на переходных режимах:
1 и 2 — режимы разгона ротора двигателя;
2' — режим разгона, сопровождающийся
возникновением помпажа; 3 и 4 — режимы
торможения ротора двигателя
216
У ГТД существуют такие минималь-
ные обороты пмин ~(0,14-0,2), «мак0, на
которых для обеспечения равновесного
режима требуется температура газов
перед турбиной Т*3= Т% ма1(с. На п <пмт
при соблюдении условия 7'з = Т*> макс
будет ,VT < NK, в связи с чем запуск
ГТД без превышения максимально допу-
стимой температуры газов перед турби-
ной Т’з макс невозможен. Поэтому для
запуска ГТД требуется дополнитель-
ный источник мощности (пусковой дви-
гатель или стартер).
Запуск ГТД (рис. 5.20) раз-
деляется на следующие
этапы:
Первый этап (/). Раскрутка
ротора двигателя только стартером без
подачи топлива в камеру сгорания до
оборотов щ < лмин, на которых в ре-
зультате подачи и воспламенения топ-
лива в камере сгорания начинает рабо-
тать турбина двигателя, развивая мощ-
ность Ут > 0 (при Т% < Т*3 макС).
Мощность стартера /VCT затрачива-
ется на преодоление сопротивления вра-
Рис. 5.20. Изменение мощностей стар-
тера, турбины и компрессора ТРД
при запуске
щения компрессора, вспомогательных агрегатов и трения в подшипниках рото-
ра NK, а также на ускорение вращения ротора Му, т. е.
Уст -УК +Уу-
Второй этап (2). Раскрутка ротора двигателя одновременно и старте-
ром и уже работающей турбиной до оборотов п2, на которых стартер выключает-
ся. Для ускорения и большей надежности запуска, а также для снижения темпе-
ратуры газов перед турбиной в процессе запуска обороты, при которых происхо-
дит отключение стартера, должны составлять п2 = (0,124-0,26) ныак0 или превы-
шать обороты нМин в 1,5—2 раза.
На этом этапе
Уст -F Ут — Уц -F Уу •
Третий этап (3). Самостоятельный разгон ротора двигателя вследст-
вие наличия избыточной мощности его турбины до оборотов малого газа им.г.
На этом этапе
Ут=Ук + Уу.
В конце этапа /VT — NK.
Процесс запуска, включая все три этапа, совершается авто-
матически.
Особенность запуска ГТД в полете состоит в том, что отпадает необходи-
мость в раскрутке ротора двигателя с помощью стартера. Встречный поток воз-
духа приводит ротор в быстрое вращение (режим авторотации), при котором для
осуществления запуска достаточно лишь воспламенить топливо в камере сгора-
ния двигателя.
10. Влияние атмосферных условий на изменение параметров ГТД
Параметры ГТД при неизменных оборотах и положении органов регулиро-
вания существенно изменяются при изменении атмосферных условий: наружной
температуры наружного давления рн и влажности воздуха.
Чтобы можно было пользоваться замеренными при различных наружных ат-
мосферных условиях параметрами и характеристиками ГТД, чтобы эти характе-
217
ристики были универсальными, необходимо результаты испытаний привести
к стандартным атмосферным условиям (САУ).
В качестве таких условий приняты 1И = +15° С —• 288° К) и рн—
= 760 мм pm. cm.
Приведение параметров ГТД к САУ производится по формулам приведения
базирующимся на положениях теории подобия газовых потоков и, в частности,
теории о подобных режимах ГТД.
При этом, в отличие от замеренных, пересчитанные по формулам параметры
называются приведенными.
1. Формулы приведения для ТРД.
Приведенная тяга:
760
Впр = Т’зам р
Приведенный удельный расход топлива:
1 f 288
Суд. пр = Суд, зам |/ ?
Приведенное число оборотов:
_ 1 /ЛИ1
rtnp = ra3aM |/ р •
Приведенный весовой расход воздуха:
с с
с-в. пр-Ов.заМр^ |/ 288-
Приведенный часовой расход топлива:
_ 760 1 Z288^
Ст. ч. np==GT. ч. зам р у •
Приведенная температура газа (воздуха):
_ 288
Гг. пр“7'г. зам р
2. Формулы приведения для ТВД. Приведение параметров ТВД к САУ осу-
ществляется при неизменном шаге винта (<р = const).
Приведенная винтовая (эффективная) мощность
Л^в. пр — . зам
760 ] 288
Рн г тн
Формулы приведения остальных параметров для ТВД имеют такой же вид,
как и для ТРД.
Эффективный расход топлива в приведении не нуждается, так как
Cg. пр = Се. зам-
3. Влияние влажности воздуха при приведении параметров ГТД к САУ не
учитывается. Однако накопленный опыт показывает, что изменение влажности
воздуха также оказывает влияние на изменение параметров ГТД.
218
Например, при увеличении количества воды в 1 кГ воздуха с 1 до 6 Г тяга
ТРД падает па 0,3—0,5%, удельный расход топлива возрастает на 2,1—2,6% и
часовой расход топлива увеличивается на 1,8—2,1%.
4. Фактические значения параметров ГТД существенно изменяются при из-
менении наружных атмосферных условий. Изменение tSI оказывает большее влия-
ние па изменение значений параметров ГТД, чем изменение рн.
В процессе эксплуатации изменение tH может быть от —45° С (зимой) до
+45 ° С (летом) относительно стандартной температуры (tH = +15° С). Это
изменение составляет величину
90
ДТ= — Ю0% ~ 31 %.
zoo
Изменение рн происходит примерно от 720 до 780 мм. рт. ст. относительно
стандартного значения рн = 760 мм рт. ст и составляет величину
60
Др=— Ю0% =8%.
760
Вследствие влияния наружных атмосферных условий при эксплуатации са-
молетов с ТРД в условиях Крайнего Севера двигатели развивают существенно
большие тяги (на 30—40%), чем в южных широтах.
Понижение температуры tH зимой приводит наряду с увеличением тяги
(мощности) двигателя к перегрузке его деталей. В связи с этим из соображений
прочности на ГТД вводят ограничение по величине максимально допустимой тя-
ги (мощности), начиная с некоторой температуры наружного воздуха /огр, на-
зываемой температурой ограничения. Ограничение тяги (мощ-
ности) ГТД при tH < /огр осуществляется путем сохранения неизменным секунд-
ного (часового) расхода топлива и соответствующим снижением числа оборотов
и температуры tf.
Для предотвращения значительного снижения тяги (мощности) при высо-
ких плюсовых температурах tH прибегают к форсированию тяги ГТД.
11. Технико-экономические характеристики ГТД
Под технико-экономическими характеристиками подразумевают критерии,
с помощью которых можно произвести оценку степени совершенства ГТД, их
технико-экономической эффективности. Такими критериями являются:
1. Частные двигательные критерии, как, например:
Полный к. п. д. т]0, который оценивает эффективность ГТД и как дви-
гателя, и как движителя, характеризуя его экономичность.
Удельны й расход топлива Суд. С уменьшением Суд снижает-
ся средний часовой расход топлива (GT.4.Cp), что при неизменном взлетном весе
летательного аппарата можно использовать для увеличения полезной нагрузки
или для увеличения дальности и продолжительности полета.
Удельный вес двигателя удв зависит от абсолютной величи-
ны тяги Р, значений основных параметров рабочего процесса ГТД, совершенст-
ва его конструкции и технологии изготовления. С уменьшением величины Р ве-
личина удв уменьшается и достигает значения удв = Тмин при Р = 1200+
+ 1 800 кГ. При меньших значениях тяги удв снова возрастает.
Уменьшение веса двигателя на 1 кГ вызывает
уменьшение веса самолета на 3—5 кГ. Например, для самолета
с двумя ТРД, тяга каждого из которых Р — 10 000 кГ, снижение удельного веса
на АудВ — 0,01 дает снижение веса обоих двигателей на 200 кГ, а снижение веса
самолета на 600—1000 кГ, что в сумме составляет 800—1200 кГ.
Аэродинамическое (лобовое) сопротивление дви-
гательной установки характеризуется миделем ГТД, значением его
-Рлоб (Млоб). С уменьшением этого сопротивления уменьшается суммарное
аэродинамическое сопротивление самолета в полете, что приводит к уменьшению
219
доли тяги двигателя, расходуемой на его преодоление, и, как следствие, к улуч-
шению экономичности и увеличению дальности и продолжительности полета.
Ресурс двигателя. С его увеличением снижаются расходы на
амортизацию и ремонт, что существенно снижает расход на транспортировку
грузов (пассажиров).
2. Суммарные критерии, определяющие эффективность двигателя на лета-
тельном аппарате:
Относительный вес силовой установки Ёс.у и топ-
лив н о й системы 5т.с летательного аппарата, характери-
зующие экономичность и весовое совершенство двигателя. Применительно к само-
летам гражданской авиации эти относительные веса могут быть определены по
формулам:
?с. у —
°с. у
Свзл
!ХВ1Л ^дв>
Ст.с / СКр \
5т. с = ~ = ^Т. С Мкр а „ Г. ,, + 1 i Суд. кр,
Овзл \^кр /
где ^С.у» £*Т.С и GB3JI — соответственно веса силовой установки и топливной
системы и взлетный вес самолета;
_ Gc.y Одв — коэффициент веса силовой установки, равный 1,4—
1,5;
&Т.С Gt. с б?т — коэффициент веса топливной системы, равный 1,05—
1,10;
Рвзл Ркр
Цвзл ~бвзл’ Икр Gkp — соответственно взлетная и крейсерская тяговоору-
жснности самолета;
GT
--- —отношение запаса топлива, расходуемого в течение
и-г.кр
всего полета, к расходу топлива на крейсерском
участке полета (а = 1,05-4-1,15);
LBp и — соответственно дальность и скорость полета на крей-
серском режиме.
С уменьшением удв, Суд, рвзл и цкр уменьшаются 5с.у и 5т.с, чТ0 приводит
к увеличению полезной нагрузки самолета и уменьшению эксплуатационных
расходов.
Эксплуатационные расходы. В гражданской авиации в ка-
честве одного из основных критериев технико-экономической эффективности
эксплуатации самолета служит себестоимость перевозок тонно-километра груза
/ коп
а ------
\Т-км
На самолете (<7ВЗЛ = 80 Г, L 4000 км) при ресурсе двигателя треС — 300 ч
величина а 14,7 При ресурсе того же двигателя трес = 2000 ч вели-
1 • км
чина а ~ 9,2 Увеличение ресурса двигателя с 300 до 2000 ч привело
к снижению величины а почти на 40%.
Уменьшение Суд па 10% (например, с 0,8 до 0,72 щягц’г ПРИ = 0,8
и Н = 11 км) дает примерно 10-процентное снижение эксплуатационных расхо-
дов.
Снижение 7ДВ на 10% f например, с 0,22 до 0,20 даст 4-процентную
экономию себестоимости перевозок.
220
Расчеты показывают, что внедрение новых ДТРД, имеющих существенно
лучшие критерии но сравнению с применяемыми ДТРД (Суд на крейсерском ре-
кГ топл
жиме при М = 0,8 и Я =11 км снижены с 0,78—0,80 до 0,64—0,66 ;
К1 1ПлсИ • Ч
кГ веса \
Твд уменьшен с 0,24 до 0,18-------позволит снизить эксплуатационные рас-
кГ тягм /
ходы дальнего и среднего магистральных самолетов на 16—23%.
§ 2. ПРОВЕРКА РАБОТОСПОСОБНОСТИ ГТД
Применяют два способа проверки работоспособности ГТД.
Проверка работоспособности отдельных агрегатов, механизмов и систем на
неработающем ГТД, которая является вспомогательной и производится либо
без демонтажа их с двигателя, либо после демонтажа.
В первом случае для проверки работоспособности используют наземные
установки (источники энергии, рабочие жидкости или газы), которые подсоеди-
няются к проверяемым на двигателе агрегатам, механизмам или системам. Так,
например, производится проверка работоспособности на отдельных ТРД регули-
руемого реактивного сопла. Для этого к силовым гидроцилиндрам, управляю-
щим перемещением створок сопла, подводится под требуемым давлением рабо-
чая жидкость от наземной установки, а к управляющим электромагнитным клапа-
нам гидравлических крапов подается электропитание от наземного источника.
После этого, перемещая штоками гидроцилиндров створки сопла между крайни-
ми их положениями, производят оценку времени их срабатывания на открытие
и закрытие, плавность, ход и синхронность перемещения штоков, герметичность
цилиндров, правильность перемещения створок сопла (отсутствие перекосов,
заеданий и других неисправностей). Аналогично могут быть проверены работо-
способность силовых приводов, управляющих перемещениями элементов меха-
низации компрессора; работоспособность, последовательность и время срабаты-
вания агрегатов автоматики двигателя; исправность электрической схемы и элек-
трических агрегатов двигателя.
Во втором случае работоспособность и соответствие параметров агрегатов,
механизмов и систем (или отдельных их участков) после демонтажа с двигателя
проверяется на специально предназначенных для этой цели стационарных или
переносных стендах (установках). Так, например, производится проверка работо-
способности и параметров (давления топлива и его расхода через форсунку, ка-
чества распыла топлива форсункой, искрообразования на свечах) пусковых вос-
пламенителей основной и форсажной камер сгорания, датчиков системы автома-
тики и датчиков приборов контроля рабочих параметров двигателя, установ-
ленных в кабине экипажа летательного аппарата.
Данный способ проверки работоспособности применяется, в основном, в про-
цессе выполнения регламентных работ, а также при выполнении проверок и ре-
гулировок, производимых с целью устранения отказов и неисправностей, обна-
руженных в полете или при выполнении различных видов подготовки двигателя
к полетам. После восстановления на ГТД проверенных этим способом агрегатов,
механизмов и систем в дальнейшем их работоспособность проверяется совмест-
но с работоспособностью двигателя в целом в процессе его опробования.
Проверка работоспособности ГТД при его опробовании является основным
способом проверки работоспособности и производится при предполетной подго-
товке, периодическом техническом обслуживании и длительном хранении ГТД
на летательном аппарате, а также в случае необходимости и при других видах
подготовки к полетам.
Запуск ГТД заключается в следующем. Включают аэродромные источ-
ники электроэнергии (средства запуска) в сеть самолета, потребители, обслужи-
вающие запуск, а также другие необходимые потребители, все автоматы защиты
сети (АЗС) и автоматы защиты реле (АЗР), насосы подкачки топлива. Открыва-
ют пожарный кран двигателя. Убеждаются, что рычаг управления двигателем
в положении «Малый газ», и нажимают в течение 2—3 сек кнопку «Запуск». Дви-
гатель должен автоматически запуститься и выйти на режим малого газа.
221
В процессе запуска контролируют рабочие параметры двигателя — темпе-
ратуру газов за турбиной давление основного топлива рт, давление масла рм
время работы стартера, суммарное время запуска и другие, не допуская их от-
клонения от пределов, установленных инструкцией по эксплуатации и техниче-
скому обслуживанию для каждого конкретного типа двигателя. "
Так, например, для одного из ТРД установлены следующие ограничения
рабочих параметров процесса запуска: заброс температуры 1А 760° С в тече-
ние пе более 5 сек с последующим ее снижением до 620° С; заброс температуры
газов турбостартера < 850° С в течение не более 3 сек (на рабочем режиме турбо-
стартера температура газов не должна превышать 750° С); обороты отключения
турбостартера п < 35% (определяются по началу падения температуры газов
турбостартера — перемещению стрелки указателя температуры к нулевой от-
метке); время выхода двигателя иа обороты малого газа <60 сек.
Запуск ГТД следует прекратить, если:
произошел недопустимый заброс температуры или температуры газов
турбостартера;
произошло «зависание» оборотов ротора двигателя;
отсутствует давление топлива или масла;
упало ниже допустимого напряжение в цепи запуска (в случае применения
электростартера);
не отключился стартер при заданном числе оборотов или отключился прежде-
временно;
замечен пожар двигателя.
Последующий запуск двигателя разрешается производить лишь после уста-
новления причины прекращения запуска и устранения неисправности.
Запуск, производимый не от аэродромных средств запуска, а от аккумуля-
торных батарей самолета, называют автономным запуском двигателя. Подготов-
ка к такому запуску производится в порядке, описанном выше. Автономный за-
пуск можно производить не более 3—5 раз при полностью заряженных аккумуля-
торных батареях.
Опробование ГТД производится по графикам, содержащимся
в инструкциях или регламентах технического обслуживания. В качестве приме-
ра рассмотрим один из простейших графиков опробования двигателя (рис. 5.21).
После запуска двигателя на режиме малого газа контролируют рабочие
параметры: температуру /4, которая должна быть не выше определенной вели-
чины (700° С); число оборотов, которые должны быть равны 2500±50 об/мин-,
давление масла, которое должно быть не ниже 1,2 кГ/см\
После этого производят прогрев двигателя на пониженных и повышенных
режимах зимой в течение 1—3 мин и летом в течение 0,5—1,5 мин (участки 1—2
и 3—4 на рис. 5.21). Далее плавно увеличивают число оборотов до номинального
или максимального режимов (участок 5—6).
На максимальном режиме контролируют рабочие параметры в течение воз-
можно короткого времени: температуру которая должна быть не выше 705—
710° С; число оборотов п — 11 560±25 об/мин-, давление топлива, которое не
Рис. 5.21. График опробования ТРД:
0—1 — запуск; 1—2, 3—4 — прогрев; 5—6 —
проверка взлетного режима; 7—8 — про-
верка изолирующего клапана; 9—10 — про-
верка генератора; 11—12 — проверка ра-
боты вспомогательного канала форсунок;
13—14 — проверка приемистости; 15—16,
17—18 — охлаждение двигателя
222
должно превышать 70—78 кГ/см\ давление масла; температуру выходящего из
двигателя масла (40—110° С).
Для проверки работы изолирующего клапана устанавливают число оборо-
тов, равное 8000—9000 об/мин (участок 7—8), и включают клапан, о чем свиде-
тельствует загорание сигнальной лампы. При включении клапана допускается
падение оборотов на величину не более 250 об/мин. Если при этом обороты не
изменяются, то клапан неисправен; при падении оборотов выше указанной вели-
чины — неисправен топливный насос. При выключении клапана обороты долж-
ны восстанавливаться.
При уборке РУД до оборотов малого газа последовательно проверяют ра-
боту генератора (участок 9—10) и работу вспомогательного канала форсунок
(участок 11—12). Далее проверяют работу двигателя при приемистости и сбросе
оборотов (участок 13—14). Проверка приемистости производится перемещением
РУД на увеличение оборотов в два этапа: первый в течение 6—7-се.к, далее выдерж-
ка 1—2 сек и затем второй — в течение 2—3 сек до достижения максимальных
оборотов. После этого РУД за 2—3 сек переводят на упор малого газа и проверя-
ют время сброса оборотов.
Перед остановом двигатель охлаждают (участки 15—16 и 17—18) в течение
0,5—1 мин. Охлаждение двигателя на режимах с более низкими температурами
способствует снижению уровня тепловых напряжений в деталях и их нагрева,
особенно деталей горячей части двигателя, что предохраняет их от деформиро-
вания и образования трещин.
Останов двигателя осуществляется закрытием стоп-крана, в результате чего
прекращается подача топлива к форсункам и обеспечивается слив топлива в
дренаж из топливных коллекторов форсунок. При этом проверяется время
выбега ротора двигателя — время, необходимое для полной остановки ротора
после выключения двигателя.
ГТД в процессе опробования должен работать устойчиво, а его параметры
соответствовать техническим требованиям. Одновременно в процессе опробова-
ния двигателя производится контроль работоспособности и параметров энерго-
узла, гидравлических и других систем летательного аппарата.
Опробование ГТД необходимо прекратить и вы-
ключить двигательв следующих случаях:
произошел недопустимый заброс температуры /4;
произошел заброс оборотов выше максимально допустимой величины;
произошло «зависание» оборотов двигателя на промежуточном режиме;
наблюдается недопустимое падение или колебание давления топлива или
масла;
при работе двигателя возникает тряска или недопустимо возрастает вибро-
перегрузка;
недопустимо возросла температура масла;
невозможно ликвидировать начавшийся помпаж;
замечен пожар двигателя.
Последующие запуск и опробование двигателя разрешается производить
только после установления причины отказа или неисправности и их устранения.
После опробования техническим составом двигателя при предполетной под-
готовке непосредственно перед вылетом летчик производит запуск и опробование
двигателя по графику с сокращенным объемом и временем проверок.
Проверка работоспособности и параметров двигателя при опробовании
осуществляется.
а) По показаниям приборов контроля работы дви-
гателя на приборной доске и пультах кабины экипа-
жа летательного аппарата. Эта проверка производится в основ-
ном при всех видах подготовки к полетам.
По указателю числа оборотов ротора двигателя оценивают соответствие ре-
жима его работы заданному положению РУД, соответствие оборотов другим по-
казаниям приборов, косвенно судят о тяге (мощности).
Тепловые режимы оценивают по указателям температуры. Термометрами,
датчиками которых служат термопары, измеряют температуру газов за турби-
ной. Электротермометрами сопротивления измеряют температуру масла, вы-
ходящего из двигателя. Повышение температуры масла выше допустимой ука-
223
зывает либо на недостаток масла в системе, либо на развитие процесса разруше-
ния деталей (подшипников качения или других подвижных сопряженных дета-
лей), омываемых маслом, циркулирующим в системе.
По указателям манометров измеряют давления топлива, масла и других
жидкостей. По соответствию давлений топлива перед входом в’двигатель (1,7—
2,5 кГ/см?) и за топливным насосом-регулятором двигателя (25 - 80 кГ/сл?) уста-
новленным нормам судят, например, об исправости и работоспособности топлив-
ной системы и ее агрегатов. Аналогично оценивают исправность и работоспособ-
ность и других систем.
По загоранию сигнальных ламп на табло оценивают время и последователь
ность срабатывания (открытие, закрытие, поворот) элементов механизации ком
прессора и регулируемого реактивного сопла, соответствие их положений требуе-
мым, т. е. оценивают исправность и работоспособность этих элементов, их сило-
вых приводов и систем.
б) Путем применения САК при периодическом тех-
ническом обслуживании, отыскании отказов и вы-
полнении профилактических работ.
в) Наблюдениями за ГТД в процессе их работы.
Наблюдения являются основным элементом (одним из способов) проверки работо-
способности двигателей и применяются повсеместно как при техническом обслу-
живании, так и при их эксплуатации в полете. Наблюдения осуществляют за
звуком, возникающим при работе двигателя, выбросом горячих газов из реактив-
ного сопла, работой маслосистемы и ее суфлирования, колебаниями (вибрация-
ми) элементов конструкции и т. п.
По характеру звука (изменению его топа), шумам можно судить о работе
двигателя. Источниками звуковых явлений служат струя горячих газов, вы-
ходящая из реактивного сопла (частота колебаний которой может находиться
в диапазоне 75—13 000 гц), воздушный винт у ТВД, срабатывание элементов ме-
ханизации двигателя, компрессор, турбина, редукторы. Такие звуковые явления,
как стук, скрежет, скрип, особенно хорошо прослушиваемые фонендоскопом
или стетоскопом при работе двигателя на земле, слышимые при неизменных зна-
'чениях рабочих параметров, указывают на возникновение процесса разрушения
внутренних деталей двигателя (шестерен или подшипников редукторов, подшип-
ников опор ротора, лопаток компрессора или турбины и др.). Резкое изменение
шума, периодическое возникновение хлопков и ударов свидетельствует (наряду
с падением числа оборотов ротора и тяги, резким ростом температуры /4) о воз-
никновении помпажа компрессора.
По характеру выброса горячих газов из реактивного сопла и их цвету так-
же можно судить о работе двигателя. Нормальная работа двигателя характери-
зуется образованием на выходе из реактивного сопла прозрачной или темно-проз-
рачной струи газов с сероватым оттенком (с голубоватым пламенем ночью). Рабо-
та на форсаже у ряда двигателей характеризуется наличием устойчивого розово-
красного языка пламени, выходящего из сопла на расстояние нескольких мет-
ров. О ненормальной работе двигателя свидетельствуют периодические выбросы
длинных языков пламени из сопла, указывающие на возникновение помпажа.
Если помпаж сопровождается оплавлением лопаток турбины, а также если про-
исходит процесс разрушения деталей воздушно-газового тракта двигателя, то
наблюдается наряду с выбросами пламени выброс снопов искр, особенно хорошо
видимый ночью.. Образование черного дыма и пламени может свидетельствовать
о возникновении пожара. Выброс из сопла белого дыма указывает на попадание
и сгорание масла в основной камере сгорания из-за нарушения герметичности
маслосистемы. Образование темно-серой струи газов из сопла после включения
форсажа может быть по причине нерозжига форсажной камеры и выброса из соп-
ла неподожженного топлива. Образование белого дыма в районе маслобака, вы-
ходных патрубков центрифуг, патрубков суфлирования масляных полостей
опор ротора указывает на недопустимый выброс из этих элементов масла и его
паров.
По появлению необычного запаха или видимых паров в кабине можно су-
дить о нарушении герметичности топливной или масляной систем и попадания
топлива или масла в компрессор, а их паров через места отбора воздуха на
компрессоре двигателя в систему наддува кабины.
224
К. По увеличению уровня вибрации можно судить о ненормальной работе дви-
Игателя, связанной с нарушением исходной динамической уравновешенности его
Иротора, вызываемой разрушением лопаток турбины или компрессора, подшипни-
ков его опор и других деталей.
Важным способом контроля работоспособности двигателя является измере-
К ние'времени выбега его ротора и прослушивание двигателя в этот период времени.
К' Отсчет времени выбега у ТРД осуществляют с режима малого газа (или ре-
жима его охлаждения) при уборке РУД в положение «Стоп» или закрытии стоп-
к крана за 1,5—2 сек; у ТВД — после его выключения с началом отсчета на п = 8%
г (у АИ-20 за начало отсчета принимают п = 1000 об/мин).
Время выбега находится в пределах 40—180 сек у ТРД и 60—180 сек у ТВД.
Время выбега измеряют секундомером, включаемым в момент-начала отсче-
та и выключаемым в момент остановки ротора.
При измерении времени выбега одновременно прослушивают двигатель с це-
лью выявления ненормальных шумов. Наличие таких шумов в сочетании с не-
нормальным временем выбега позволяет судить о возможных неисправностях
! двигателя: заклинивание ротора из-за возникновения масляного голодания или
его торможении частями разрушившихся деталей воздушно-газового тракта,
вытянувшимися из-за перегрева лопатками турбины, разрушившимися деталями
редукторов и т. п.
На вертолетах о времени выбега судят по несущему винту. Если несущий
винт после выключения трансмиссии в безветренную погоду продолжает вращать-
ся в течение 20—30 сек и отсутствуют посторонние шумы, то считают, что детали
трансмиссии исправны и хорошо приработаны.
8 Зак. 223
РАЗДЕЛ ШЕСТОЙ
Авиационное оборудование
и его эксплуатация
§ 1. БОРТОВЫЕ ЦЕНТРАЛИЗОВАННЫЕ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
ПОСТОЯННЫМ И ПЕРЕМЕННЫМ ТОКОМ
В качестве источников электрической энергии на летательных аппаратах
применяются авиационные генераторы постоянного и пе-
ременного тока и химические источники тока.
В качестве преобразователен электрической энергии применяются однофаз-
ные и трехфазпые преобразователи, выпрямители и трансформаторы.
1. Авиационные генераторы постоянного тока
и аппаратура, работающая в комплекте с ними
Авиационные генераторы постоянного тока предназначены для обеспечения
питанием всех потребителей постоянного тока и подзарядки бортовой аккуму-
ляторной батареи в полете.
Основными типами авиационных генераторов постоянного тока являются
генераторы типа ГСР (генераторные самолетные с расширенным диапазоном ско-
ростей вращения): ГСР-3000, ГСР-9000, ГСР-18000М и стартеры-генераторы типа
ГСР-СТ: ГСР-СТ-6000ВТ, ГСР-СТ-12000ВТ и типа СТГ: СТГ-12ТМ, СТГ-12ТМП,
СТГ-12ТМО.
Стартеры-генераторы во время запуска авиадвигателя используются как
стартеры, т. е. работают в двигательном режиме и применяются для запуска газо-
турбинных авиадвигателей. При работе в генераторном режиме они снабжают
бортовую сеть самолета постоянным током.
Генераторы и стартеры-генераторы в генераторном режиме рассчитаны на
работу при номинальном напряжении 28,5 в, выпускаются закрытого исполне-
ния с фланцевым креплением и имеют одно направление вращения (из-за уста-
новки щеток под некоторым углом к поверхности коллектора), способны рабо-
тать в любом положении: горизонтальном, наклонном и вертикальном. Генера-
торы и стартеры-генераторы могут длительно отдавать номинальную мощность
только при соблюдении требований по охлаждению, указанных в паспорте.
К аппаратуре, работающей в комплекте с генераторами постоянного тока,
относятся регуляторы напряжения, дифференциально-минимальные реле, автома-
ты, защиты сети от перенапряжения, стабилизирующие трансформаторы, устрой-
ства обеспечения параллельной работы генераторов.
Регуляторы напряжения предназначены для обеспечения напряжения гене-
раторов постоянным током независимо от изменения скорости вращения, нагрузки
и температуры генератора, а также для равномерного распределения нагрузки
между параллельно работающими генераторами.
По принципу действия регуляторы напряжения делятся на два основных
вида: вибрационные (одно- или двухступенчатые) и реостатные (угольные или сту-
пенчатые).
226
В вибрационных регуляторах напряжения в цепь обмотки
возбуждения периодически включается и выключается (закорачивается) доба-
вочное сопротивление. Так как контакты вибрационных регуляторов напряже-
ния работают в тяжелых условиях, эти регуляторы применятся только с гене-
раторами малой мощности (до 1500 вт), токи возбуждения которых не превыша-
ют 2 а.
Реостатные регуляторы поддерживают напряжения генера-
тора постоянным путем плавного или ступенчатого изменения величины сопро-
тивления.
Из регуляторов реостатного типа наиболее широкое распространение нашли
угольные регуляторы напряжения (ступенчатые регуляторы из-за из недостаточ-
ной виброустойчивости не нашли применения). Основное преимущество уголь-
ных регуляторов напряжения состоит в том, что они допускают регулирование
напряжения генераторов постоянного тока большой мощности, величина тока
возбуждения которых достигает 15 а и более.
Из угольных регуляторов напряжения наиболее распространены регулято-
ры типа Р-25, Р-27, РУГ-82, PH-180, РН-600.
Угольный регулятор напряжения Р-27 предназначен для стабилизации на-
пряжения самолетных генераторов мощностью от 3 до 12 кет.
Регулятор напряжения РУГ-82 предназначен для стабилизации напряже-
ния самолетных генераторов и стартеров-генераторов, ток возбуждения которых
изменяется от 1,9 до 15 а. Он обеспечивает так же, как и регулятор Р-27, возмож-
ность включения генератора на параллельную работу с другими генераторами.
В комплект регулятора РУГ-82 входит выносное сопротивление ВС-20, с помо-
щью которого можно повысить напряжение генератора по сравнению с номиналь-
ным на 1,5 в и понизить не менее чем на 3 в.
Регулятор напряжения типа РН-180 предназначен для стабилизации на-
пряжения стартеров-генераторов типа СТГ-12, СТГ-18 и генераторов ГС-12 всех
модификаций и включения их в параллельную работу.
Номинальное напряжение, поддерживаемое регуляторами, составляет 28,5 в.
Дифференциально-минимальные реле предназначены для подключения гене-
ратора к бортовой сети, когда его напряжение превышает напряжение бортсети
(на 0,3—0,7 в—для ДМР-400Т), автоматического отключения генератора от борт-
сети при обратном токе (15—35 а — для ДМР-400), исключения возможности
включения генератора в сеть с перепутанной полярностью. Кроме того, диффе-
ренциально-минимальное реле автоматически отключает генератор при обрыве
силового провода между генератором и дифференциально-минимальным реле
и обеспечивает ручное дистанционное включение и отключение генератора.
В настоящее время применяют дифференциально-минимальные реле типа
ДМР-200, ДМР-400 и ДМР-600. Цифры в обозначении реле каждого типа соот-
ветствуют номинальным токам, на которые рассчитаны силовые контакты реле
'(200, 400 и 600 а), а буквы после цифр — их модификациям (например:
ДМР-400АМ, ДМР-400Д и т. п.).
Автоматы защиты сети от перенапряжения предназначены для защиты сети
от аварийного повышения напряжения, связанного с перевозбуждением генера-
тора (спекание шайб угольного столба, обрыв цепи рабочей обмотки регулятора).
Наиболее широко применяют автоматы защиты сети типа АЗП-1 различных
модификаций, устанавливаемые в энергосистемах с генераторами, ток возбужде-
ния которых изменяется от 0,9 до 8 а, и автоматы защиты сети типа АЗП-8М,
работающие в комплекте с генераторами, имеющими ток возбуждения более 1,9 а
(мощностью до 24 кет). После срабатывания автомат приводится в исходное по-
ложение путем нажатия кнопки включения.
Стабилизирующие трансформаторы предназначены для повышения устой-
чивости работы регуляторов напряжения в переходных режимах. Наиболее ши-
роко применяются стабилизирующие трансформаторы тица ТС (ТС-9АМ, ТС-11).
Устройства обеспечения параллельной работы генераторов включают бал-
ластные сопротивления (БС-12000, БС-18000), обмотки параллельной работы ре-
гуляторов напряжения, выключатели, автоматы защиты сети от перенапря-
жения (АЗП-8М).
Эксплуатация. В процессе эксплуатации (при подготовках к полету) у гене-
раторов постоянного тока и устройств, обеспечивающих их работу, проверяется:
8* 227
наличие, целость и чистота всех узлов, деталей и агрегатов, надежность затяжки
и правильность контровки гаек и штепсельных разъемов, правильность крепле-
ния воздухозаборных труб генераторов и их сочленения с патрубками защитных
лент, плотность закрытия окон коллекторного щита.
Если на крышке клеммовой коробки генератора или регуляторной коробке
обнаружено масло, то оно немедленно удаляется и устраняется причина его по-
явления.
При осмотре угольного регулятора проверяется исправность всех его деталей
и системы охлаждения, надежность электрических соединений. На время осмотра
угольный регулятор снимается с клеммовой панели и на последней проверяется,
нет ли повреждений контактных пластин, пружинных замков и пластмассовой
пластины. Коррозия на контактных пластинах панели и контактных штифтах
регулятора удаляется стеклянной бумагой № ООО.
Проверка и настройка угольного регулятора производится после прогрева
его под током в течение (не менее) 20 мин.
В процессе выполнения регламентных работ через каждые 100 (600) ч нале-
та в зависимости от типа самолета проверяется состояние щеткодержателя, ще-
ток, щеточных пружин, состояние деталей генератора без его разборки, крепле-
ние патрубка обдува, затяжка резьбовых соединений, крепление и состояние
токоподводящйх проводов. У генератора проверяется высота щеток.
После притирки и установки новых щеток в щеткодержатели следует на-
дежно присоединить их канатики к траверсе и вставить в пазы щеток нажимные
концы пружин. Давление пружин на щетки должно быть 600—1200 Г в зависи-
мости от типа генератора.
Особого ухода требует коллекторный узел. Коллектор должен быть чистым,
хорошо отшлифованным и иметь строго цилиндрическую форму.
2. Электрические генераторы переменного тока
и аппаратура, работающая в комплекте с ними
Применение на летательных аппаратах переменного тока вместо постоянно-
го дает возможность:
повысить напряжение в системе электроснабжения до 200—300 в и тем самым
снизить передаваемые токи, а следовательно, сечение проводов и вес бортовой
сети;
применить бесконтактные генераторы и электродвигатели, которые более
надежны, чем коллекторные машины;
получить постоянный ток с помощью трансформаторно-выпрямительных бло-
ков, имеющих высокий к.п.д.
Авиационные генераторы переменного тока. Основными типами генерато-
ров переменного тока являются генераторы типа СГО (синхронный генератор
однофазный): СГО-8, СГО-12 и СГС (самолетный генератор синхронный):
СГС-7,5; СГС-ЗОТ; СГС-ЗОВ; СГС-90/360.
У синхронных генераторов частота тока жестко связана со скоростью вра-
щения. Поэтому в системах переменного тока стабильной чистоты применяются
специальные приводы постоянной скорости вращения. В качестве приводов по-
стоянной скорости вращения используются гидравлические, дифференциальные,
гидромеханические, воздушно-турбинные, турбомеханические и электромашин-
ные приводы.
Генераторы переменного тока бывают контактные и бесконтактные.
Аппаратура, работающая в комплекте с авиационными генераторами пере-
менного тока. К ней относятся регуляторы напряжения (РН-120М, РН-400Б,
РН-600Б), автоматы и механизмы защиты сети от коротких замыканий (ПМИ-14),
автоматы защиты сети от перенапряжения (АЗШ-ЗСД, АЗП1-ЗСДТ), автоматы
защиты сети по частоте (КОЧ-1А), устройства обеспечения параллельной работы
генераторов (ВС-ЗОБ, ВС-33, ВС-34), устройства распределения активной и ре-
активной нагрузок между параллельно работающими генераторами (устройст-
ва в коробках КРА-26Б, КРА-31, КВР-3-2), устройства включения генераторов
в сеть (коробки КВП-1А).
228
Включение синхронных генераторов в сеть производится автоматически
с помощью синхронизатора, состоящего из выпрямительного моста, конденсато-
ра и ряда реле. При этом специальными устройствами обеспечивается автомати-
ческое распределение между ними активных и реактивных мощностей (на-
грузок).
В процессе эксплуатации (у генераторов переменного тока и их регулирую-
щей аппаратуры) при подготовках к полету проверяется внешнее состояние, на-
дежность крепления, затяжка и правильность контровки штепсельных разъемов.
При регламентных работах проверяется состояние и надежность крепления
трубопроводов продува, состояние контактных колец, щеток и щеточных пружин,
определяется износ щеток, настройка аппаратуры регулирования напряжения
и работоспособность аппаратуры защиты сети от перенапряжений.
При всех проверках генераторов и их регулирующей аппаратуры обязатель-
но осматривают изоляцию, убеждаются в надежности подключения проводов
и их заделки в наконечники, так как в условиях самолетных вибраций ослабле-
ние контактирования развивается интенсивно и ведет к перегревам и другим
нарушениям работы системы энергоснабжения.
3. Химические источники тока
Авиационные аккумуляторные батареи являются химическими источниками
тока. Они делятся на бортовые (устанавливаемые на летательном аппарате)
и аэродромные.
Условные обозначения аккумуляторных батарей расшифровываются сле-
дующим образом: цифры перед буквами указывают количество последовательно
соединенных элементов (аккумуляторов) в батарее, буквы обозначают конструк-
цию (систему) и области применения, цифры после букв — емкость в ампер-ча-
сах при разряде на основном длительном режиме.
Основными типами бортовых свинцово-кислотных и серебряно-цинковых
аккумуляторных батарей являются: 12-А-5, 12-А-10, 12-А-ЗО, 12-САМ-28,
12-САМ-55, 12-АСАМ-23, 15-СЦС-45.
В этих обозначениях: А — авиационная; САМ — стартерная, авиационная,
моноблочная; АСАМ — авиационная, стартерная, с абсорбированным электро-
литом, моноблочная; СЦС — ссребряно-цинковая, самолетная.
Основными типами аэродромных свинцово-кислотных аккумуляторных ба-
тарей являются 12-АО-50, 12-АО-52 (здесь АО обозначает аккумуляторная бата-
рея аэродромного обслуживания) и 12-АСА-145 (АСА — аэродромная, стартер-
ная, авиационная).
Бортовые аккумуляторные батареи бывают кислот-
ными или щелочными (серебряно-цинковые и кадмиево-никелевые). Бортовые
аккумуляторные батареи предназначены для питания жизненно важных потре-
бителей в полете при выходе из строя генераторов и снятия пиков тока при вклю-
чении мощных потребителей. Они являются основными источниками электри-
ческой энергии при автономном запуске двигателей и кратковременной работе
потребителей в случае отключения генераторов от бортовой сети (при работе дви-
гателей на режиме малого газа или при отключении'их).
Принцип действия свинцово-кислотных аккумуляторов основан на обрати-
мых реакциях между активными веществами электродов и электролитом. Актив-
ным веществом положительного электрода свинцового аккумулятора в заряжен-
ном состоянии является двуокись свинца РЬО2, а отрицательного — свинец РЬ.
В качестве электролита используется водный раствор серной кислоты H2SO4.
Электроды, помещенные в электролит, приобретают определенный электри-
ческий потенциал, обусловленный природой материалов электродов и электро-
литом.
Для полностью заряженного свинцового аккумулятора электродвижущая
сила (э. д. с.) равна 2,105 в.
При замкнутой внешней цепи происходит разряд аккумулятора. Свободные
электроны отрицательного электрода через внешнюю цепь поступают на поло-
жительный электрод, т. е. в цепи протекает ток. При разряде катионы свинца
229
Pb++отрицательного электрода вступают в реакцию с анионами 5Офобра-
зуя сульфат свинца PbSO4 по уравнению:
Pb+++2H++SOr~ PbSO4 + 2H+.
Вместе с катионами водорода Н+ электролита двуокись свинЦа РЬО2 поло-
жительного электрода образует воду и катионы свинца по уравнению
РЬО2 + 4Н+ + 2е РЬ++ + 2Н2О.
Поскольку электроды окружены раствором диссоциированной серной кисло-
ты, то реакция продолжается
Pb+++SO4 - -> PbSO4.
Таким образом, при разряде аккумулятора на электродах вместо окиси свин-
ца РЬО2 и свинца Pb образуется сульфат свинца PbSO4.
При заряде происходят обратные реакции:
на отрицательном электроде
PbSO4 + 2Н+ + 2е -> Pb + Н2 SO4;
на положительном электроде
PbSO4 + 2OH- -> PbO2 + H2SO4 + 2e.
Принцип действия щелочных аккумуляторов, каки кислотных, основан на
обратимых реакциях между активными веществами электродов и электроли-
том.
Активным веществом положительного электрода серебряно-цинкового ак-
кумулятора является окись серебра AgO, а отрицательного электрода — цинк
Zn. В качестве электролита используется раствор щелочи КОН плотностью
у = 1,4 Г/см2 с присадками.
Для полностью заряженного серебряно-цинкового аккумулятора э. д. с. рав-
на 1,82—1,86 в.
При замкнутой внешней цепи происходит разряд аккумулятора. Процесс
разряда происходит в две ступени. На первой ступени разряда восстанавливает-
ся двухвалентное серебро AgO. При этом э. д. с. аккумулятора падает до 1,56 в.
Разряд аккумулятора на верхней (первой) ступени происходит до тех нор, пока
аккумулятор не отдаст примерно 30% емкости.
Заряд аккумулятора идет в обратном порядке.
Обратимые реакции, протекающие в серебряно-цинковом аккумуляторе,
в общем виде могут быть представлены следующими уравнениями:
разряд
2AgO + КОН 4- Zn Ag2 О + КОН + ZnO;
зй ряд
разряд
Ag2 О + КОН + Zn 2 Ag + КОН + ZnO.
з аряд
В кадмиево-никелевом аккумуляторе активным веществом положительно-
го электрода является гидрат окиси никеля NiOOH, а отрицательным — губча-
тый кадмий. При разряде и заряде протекают реакции, описываемые следующи-
ми уравнениями:
разряд
2 NiOOH + 2 Н2 О + Cd 2 Ni (ОН)2 + Cd (ОН)2.
заряд
Плотность электролита в щелочных аккумуляторах не зависит от степени
их разряженности.
Наиболее распространенными щелочными аккумуляторными батареями
являются . 15-СЦС-45Б («серебряно-цинковая самолетная»), 20КНБН-25,
20КНБН-40 («кадмиево-никелевая батарея, низковольтная»).
Емкость бортовых свинцово-кислотных аккумуляторных батарей, допу-
скаемых к эксплуатации в полете, должна быть не менее 75% номинальной.
230
При установке на самолет бортовых свинцово-кислотных аккумуляторных
батарей их напряжение должно быть не менее 24 в при нагрузке током 5-часово-
го разряда в течение 10—20 сек.
Бортовые аккумуляторные батареи разрешается использовать только для
кратковременной проверки маломощных потребителей, создающих нагрузку,
не превышающую ток 5-часового разрядного режима, а также для запуска авиа-
двигателей согласно инструкции по эксплуатации самолета.
Бортовые аккумуляторные батареи закрепляются за самолетом. На акку-
муляторных батареях и съемных контейнерах должна быть надпись с указанием
бортового номера самолета и принадлежности к подразделению. В случаях не-
исправности аккумуляторных батарей разрешается устанавливать запасные ак-
кумуляторные батареи (аккумуляторы).
Помещения и контейнеры для хранения аккумуляторных батарей (аккумуля-
торов) должны быть чистыми, сухими, вентилируемыми и надежно защищенными
от попадания пыли и влаги. Температура в них должна поддерживаться в преде-
лах, оговоренных инструкцией по эксплуатации. Совместное хранение и заряд
свинцово-кислотных и щелочных аккумуляторных батарей категорически за-
прещается.
Оставлять аккумуляторные батареи на борту летательного аппарата за-
прещается при их неисправности, при консервации и длительном нахождении
самолетов (вертолетов) в условиях отрицательных температур, если это не преду-
смотрено инструкциями по эксплуатации аккумуляторных батарей.
В эксплуатации можно проводить разряд аккумуляторных батарей током лю-
бой силы, не превышающей следующих значений: 12-А-5 — 30 а, 12-А-10 — 60 а,
12-А-ЗО — 210 а, 12-АСАМ-23 — 800 а, 12-САМ-28 — 750 а, 12-САМ-55 — 1500 а,
12-АСМ-145 — 1500 а, 12-АО-50 — 360 а, 12-АО-52 — 360 а, 15-СЦС-45 — 800 а,
20КНБН-25 — 800 а, 20КНБН-40 — 1600 а.
Не следует держать на самолете разряженную или полуразряженную ак-
кумуляторную батарею, так как это делает невозможным автономный запуск
авиадвигателей, отрицательно сказывается на самой аккумуляторной батарее
(вредная сульфатация, переполюсовка элементов), значительно сокращается
срок ее службы.
Разряженные аккумуляторные батареи рекомедуется отправлять на акку-
муляторную зарядную станцию (АЗС) не позднее чем через 8 ч.
При эксплуатации серебряно-цинковых аккумуляторных батарей особое
внимание следует обращать па состояние газовыводящего клапана и уровень
электролита. Клапаны следует отвертывать только при заливке и корректиров-
ке уровня электролита, а также при промывке аккумуляторной батареи. Все
остальное время клапаны должны быть плотно завернуты, чтобы не испарялся
электролит.
Непрерывный максимальный разрядный ток аккумуляторной батареи из-за
перегрева ограничивается до определенной величины (например, для 15-СЦС-45
— 200 а, кратковременно допускается до 750 а).
До выпуска самолета в полет необходимо убедиться, что аккумуляторные ба-
тареи имеют достаточную емкость (по счетчику ампер-часов).
Серебряно-цинковые аккумуляторные батареи в отличие от свипцово-кислот-
ных не имеют параметров, позволяющих судить о степени заряженности. Поэто-
му примерную величину остаточной емкости можно определить по счетчику
ампер-часов или подсчетом имевшегося расхода емкости (количество запусков,
количество полетов, расход тока и т. д.).
Получать с АЗС на эксплуатацию рекомендуется только такие аккумулятор-
ные батареи, которые выдержаны на ней после заряда в течение 24 ч. Этим обе-
спечивается тщательный контроль после заряда и исключение случаев установ-
ки на самолет неисправных аккумуляторных батарей.
4. Преобразователи электрической энергии
На летательных аппаратах, где основным видом электроснабжения являет-
ся постоянный ток, для получения переменного тока стабильной частоты приме-
няются электромашинные однофазные преобразователи серии ПО (ПО-500,
231
ПО-1500, ПО-ЗООО, ПО-4500, ПО-6000), электромашинные трехфазные преобра-
зователи серии ПТ (ПТ-70, ПТ-125Ц, ПТ-200Ц, ПТ-500Ц, ПТ-ЮООЦ) и преобра-
зователи типа МА. Обычно к центральному распределительному устройству под-
ключаются два преобразователя — основной и резервный. В случае отказа ос-
новного преобразователя обеспечивается автоматическое (коробкой типа КПР)
или ручное включение резервного преобразователя.
Наиболее широкое распространение получили преобразователи, имеющие
на выходе напряжение 115 в (серия ПО) или 36 в (серия ПТ) и частоту 400 гц.
В процессе эксплуатации при подготовках к полету проверяется внешнее со-
стояние и надежность крепления преобразователей. При проверке под током про-
веряется величина выдаваемого напряжения и потребляемый ток холостого хода.
При регламентных работах через каждые 200 (600) ч налета (в зависимости
от класса летательного аппарата) проверяют потребляемый ток; пределы регули-
рования уровня напряжения, стабильность частоты и напряжения при измене-
нии напряжения и нагрузки, состояние щеточно-коллекторного узла и узла кон-
тактных колец, высоту щеток, состояние регуляторов напряжения преобразова-
телей.
§ 2. БОРТОВЫЕ ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ УСТРОЙСТВА ЗАПУСКА
И УПРАВЛЕНИЯ РЕЖИМАМИ РАБОТЫ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК
К устройствам запуска реактивных авиационных двигателей относятся:
пусковые коробки (панели), электростартеры, системы зажигания, электромаг-
нитные топливные крапы, пусковые топливные распределители, автоматы вре-
мени, контакторы, реле и лампы сигнализации.
Пусковые коробки (панели) предназначены для управления запуском двига-
теля. Управление производится по заранее заданной программе (заданным спо-
собом): в зависимости от времени, от скорости вращения ротора двигателя или
используются оба способа управления запуском.
Для управления запуском двигателя по в р е м е и и применяют пусковые
панели типа ПС, АВП, АВ, АПД, КАЗ, которые состоят из автомата времени
пуска и групп реле, размещенных в одной коробке.
Для управления запуском авиадвигателя по скорости вращения
ротора применяются релейные коробки серии ПТ, работающие в комплекте
с тахогенератором типа ТД. В релейных коробках серии ПТ установлены реле
максимальных оборотов (РМО-4, РМО-413), реле напряжения (РЛН-4), контак-
тор, промежуточные реле.
Электростартеры служат для предварительной раскрутки авиадвигателей.
К ним относятся стартеры прямого действия, стартеры-генераторы и стартеры
косвенного действия.
Стартеры прямого действия (например, СТ-2, СТ-2-48,
СТ-2-48В и др.) представляют собой четырехполюсные электродвигатели смешан-
ного возбуждения мощностью от 3 до 7 кет, непосредственно вращающие ротор
авиадвигателя. Для обеспечения раскрутки и расцепления стартера с ротором
авиадвигателя имеется специальная муфта.
Стартеры-генераторы построены на использовании принципа обра-
тимости электрических машин постоянного тока. Соединение вала стартера-гене-
ратора с ротором авиадвигателя осуществляется через фрикционную муфту и ре-
дуктор с измеряющимся передаточным числом.
Стартеры косвенного действия обеспечивают запуск тур-
бостартера, который раскручивает ротор авиадвигателя.
Наибольшее распространение получили электростартеры серии СА (напри-
мер, СА-189Б), представляющие собой двухполюсные электродвигатели постоян-
ного тока, последовательного возбуждения, мощностью 1000—1500 вт.
Системы зажигания разделяются на пусковые (работают в процессе запуска)
и рабочие (работают на протяжении всего периода работы авиадвигателя).
Основными элементами пусковых систем зажигания, применяемых как на
поршневых, так и на газотурбинных авиадвигателях, являются пусковые (индук-
ционные ) катушки (КПН-1А, КП-21Б1М) или вибраторы (ПК-45), высоковольт-
ные экранированные провода и запальные свечи.
232
Рабочие системы зажигания используются только в поршневых авиадвига-
телях.
Основными элементами рабочих систем зажигания являются магнето, про-
вода высокого напряжения, экранирующие устройства и переключатели магнето.
В последнее время наряду с высоковольтными системами зажигания (до
20 000 в) все большее применение находят низковольтные системы зажигания
(до 5000 в) как более надежные, особенно в высотных условиях. В их состав
входят пусковые катушки типа КПН-4Б, КНА-124, блок пусковых катушек
типа КПН-2Р1, свечи поверхностного разряда типа СПН (СПН-4).
Для отключения стартеров используются центробежные, пневмоэлектриче-
ские и гидроэлектрические выключатели.
Электромагнитный топливный крап предназначен для управления подачей
топлива в авиадвигатель (турбостартер). Он представляет собой соленоид с сер-
дечником и клапаном. Применяется в пусковых, рабочих и форсажных топлив-
ных системах.
Пусковой топливный распределитель ПТР осуществляет автоматическое
дозирование подачи топлива па авиадвигатель при его запуске. ПТР состоит из
трех электромагнитных золотниковых клапанов разного сечения. В зависимости
от скорости вращения двигателя обмотки электромагнитов обесточиваются в оп-
ределенной последовательности, клапаны открываются, при этом обеспечивает-
ся ступенчатое регулирование подачи топлива.
Автоматы времени предназначены для отработки программы запуска газо-
турбинных двигателей по времени, работают в комплекте с группами реле.
В процессе эксплуатации при подготовках к полету проверяется внешнее со-
стояние и надежность крепления агрегатов системы запуска. Оценка работоспо-
собности системы производится при запуске авиадвигателей.
При регламентных работах через 200 (600) ч налета проверяется надежность
крепления, работоспособность и основные параметры пусковых и форсажных
катушек зажигания, свечей, автоматов времени, коробок выдачи сигналов.
§ 3. ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕМЕНТАМИ САМОЛЕТА
1. Электрические системы управления устройствами
воздухозаборников. Система автоматического регулирования
управления стабилизатором
Электрические системы управления устройствами воздухозаборников пред-
назначены для регулирования входного сечения диффузора в зависимости от ре-
жимов полета и работы авиадвигателя. Современные самолеты оборудуются
в основном электрическими системами автоматического управления перемеще-
нием конуса и поворотом створок с использованием гидравлического привода.
Входными параметрами, определяющими программу регулирования конуса
и створок, являются: скорость полета, выраженная числом М; скорость враще-
ния ротора двигателя; степень повышения давления воздуха в компрессоре.
Система автоматического регулирования управления стабилизатором пред-
назначена для изменения эффективности действия рулей в зависимости от высо-
ты и скорости полета. С этой целью производится автоматическое изменение пере-
даточного отношения от ручки управления к стабилизатору. Чувствительными
элементами являются мембранная коробка, измеряющая скоростной напор, и
анероидная коробка, измеряющая статическое давление.
2. Электропривод топливных и гидравлических насосов,
органов управления самолетом и взлетно-посадочных
приспособлений
Электропривод топливных и гидравлических насосов совмещен с насосной
частью.
Топливные подкачивающие насосы серии ПН выполнены за одно целое
с электродвигателем типа МДП-3; серии ПНВ имеют электрический привод от гер-
233
метических электродвигателей типа МГП, предназначенных для работы внутри
бака; серии ЭЦН в качестве электропривода имеют электродвигатели типа МВ.
В качестве электропривода гидронасосов применяются электродвигатели
типа МП (МП-6000).
Для дистанционного управления пожарными, магистральными, топлив-
ными кранами, воздушными жалюзями радиаторов и другими устройствами само-
летов используются электромеханизмы типа МГ-1 и МЗК-2.
В системе управления самолетом электропривод применяется для перемещения
стабилизатора и триммеров.
Для управления стабилизатором используются электромеханизмы типа
МПЗ (МПЗ-ЗМ) и МУС (МУС-1, МУС-2, МУС-5). Для ограничения движения
стабилизатора в крайних положениях применяют механизмы типа МКВ (МКВ-1,
МКВ-8, МКВ-11). Для аварийного управления стабилизатором при отказе гид-
ропривода используются также электромеханизмы типа АПС (АПС-4, АПС-4МК,
АПС-4МД).
Электрическое управление триммерами осуществляется электромеханиз-
мами типа УТ (УТ-2Л1, УТ-6Д, УТ-11М) и МП (МП-JOOA, МП-100Д, МП-100МТ).
В системах выпуска и уборки шасси, посадочных закрылков (щитков) при-
меняются гидравлический, пневматический и электрический приводы.
В качестве электроприводов для выпускай уборки шасси применяют электро-
механизмы серии МПШ (МПШ-16М, МПШ-17М, МПШ-18МТ) и МСШ. Каждый
механизм имеет по два электродвигателя, подключенных к бортовой сети неза-
висимо один от другого.
Для привода закрылков (щитков) применяются электромеханизмы типа
МПЗ (МПЗ-ЗМ, МПЗ-5, МПЗ-9, МПЗ-12, МПЗ-16). Каждый электромеханизм
имеет два электродвигателя. При отказе или выключении одного электродвигате-
ля скорость на выходе уменьшается в 2 раза. Для выключения электродвигате-
лей применяются механизмы концевых выключателей типа МКВ.
В качестве электропривода самолетной фары ЛФСВ-45 применяется элект-
ромеханизм МПФ-2.
§ 4. ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ УСТРОЙСТВА СИСТЕМ ОБОГРЕВА,
КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА, ПОЖАРОТУШЕНИЯ, ОСВЕЩЕНИЯ
И РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ
1. Электрообогревательные средства и электрические устройства
систем кондиционирования воздуха кабин
Для обогрева механизмов приборов, предотвращения обледенения отдель-
ных приборов и частей самолета, обогрева экипажа и герметических кабин са-
молета, пассажирских салонов используется как электрическая энергия борто-
вых источников, так и горячий воздух, получаемый от работающих двигателей.
В электрообогревательных устройствах в качестве нагревательного эле-
мента используются металлическая проволока, лента, токопроводящая краска
или электрополотно.
Количество горячего и холодного воздуха, поступающего в кабину, регу-
лируется термостатом (ТРТВК-45, АРТВ-114). В качестве чувствительного эле-
мента используется биметаллическая пластина, изменяющая свою форму
при изменении окружающей температуры, замыкая при этом ту или иную пару
контактов. Контакты управляют приводным механизмом (МРТ-1, УТ-6Д) ре-
гулировочного устройства (заслонкой).
При эксплуатации проверяются внешнее состояние электродвигателя, сос-
тояние контакторов реле,'контакторов, работа электромагнитов, соленоидов,
настройка механизмов.
2. Системы пожарной сигнализации и пожаротушения
В системах пожарной сигнализации и пожаротушения применяются элект-
рические устройства, работающие:
иа принципе использования свойства биметаллической пластины изгибаться
при изменении температуры окружающей среды (датчики типа ТИ или
АД-155А-ЗК);
234
на принципе использования свойства газа изменять электрическую прово-
димость вследствие ионизации (ионизационные сигнализаторы ИС-2МС); .
на принципе использования термоэлектродвижущей силы, возникающей
в термопаре при нагреве (в системах пожаротушения ССП-2-А, ССП-ФК).
При этом используются датчики типа ДПС-1АГ, ДТБГ и ДТБ-2А, включающие
при пожаре сигнализацию экипажу о пожаре и противопожарную систему (огне-
тушители).
При эксплуатации систем сигнализации о пожаре через 200 (1000) ч налета
проверяют качество соединения датчиков сигнализации с электропроводкой
системы, а также чистоту самих датчиков, их изоляторов и штепсельных разъе-
мов.
Проверка исправности систем производится также при подготовках к по-
лету.
3. Электрические светотехнические устройства
По назначению светотехнические устройства подразделяются на освети-
тельные и светосигнальные, а по размещению — на внешние и внутренние.
К внутреннему осветительному оборудованию относятся: лампы белого
света типа КЛСРК-45, СЛШ-45, СЛШН-48, САШК-53, ВЛС-45, КЛ-57, СФ-17,
СФ-18, СФ-19; плафоны типа П-39, ПС-45, ПСМ-51, ПСГ-45; световые прибо-
ры с источниками ультрафиолетового облучения типа АРУФОШ-45 или
АРУФОШ-50; светильники красного света типа С-60, С-80, СВ, АГП, АПМ, СТ,
СМ-1К, СМ-1БК.
К внешнему осветительному оборудованию относятся самолетные фары:
посадочные (АФСВ-45), рулежные (ФР-700), посадочно-рулежные (ФРС-200
МПРФ-7А, ПРФ-4).
К внутреннему светосигнальному оборудованию относятся: самолетные
сигнальные лампы, в том числе цветные, типа СЛЦ-51, СЛГС-51, ОСЛ-42 и ар-
матура подсвета типа АОС-42.
К внешнему светосигнальному оборудованию относятся: плафоны строевых
огней (ПССО-45); габаритные огни (ОГ-57); кодовые огни (КОС-45); самолетные
сигнальные приборы (ФБВ-45); верхние белые сигнальные огни (ВБСОС-45);
ручные сигнальные прожекторы (РСП-45).
При эксплуатации светотехнического оборудования при подготовках к по-
лету проверяется исправность сигнальных осветительных устройств путем их
включения. Периодически проверяется крепление световых приборов и надеж-
ность контактирования в регулировочных реостатах.
4. Система передачи и распределения электрической энергии
В систему передачи и распределения электрической энергии входят: элект-
рическая сеть, распределительные устройства, коммутационная аппаратура,
предохранители и автоматы защиты электросетей.
Электрическая сеть классифицируется: по роду тока (постоянного, перемен-
ного), по напряжению (низкого — до 30 в, повышенного — до 120—360's),
ио способу передачи электрической энергии (однопроводные, двухпроводные).
Участки распределительной сети, подключенные через один аппарат защиты
к распределительному устройству, составляют фидер.
В трехфазной системе электроснабжения переменным током провода первой
фазы должны быть желтого цвета, второй фазы — желтого цвета с красными
полосами, третьей фазы — желтого цвета с голубыми полосами.
Для монтажа электрических сетей используются медные и алюминиевые
провода. Медные провода имеют марки БПВЛ (бортовой провод с изоляцией
из „полихлорвинилового пластика и лакированной оплеткой из антисептирован-
ной хлопчатобумажной пряжи), ПТ Л-200 (провод с лужеными токопроводящими
жилами) и ПТЛ-250. Алюминиевые ’провода имеют марки БПВЛА и ПТЛА.
Если провод имеет экранированную оплетку, то к буквенному обозначению
марки провода в конце добавляется|_буква «Э».
235
При замене отдельных агрегатов электрооборудования или при устранении
их неисправностей отключают аккумуляторную батарею (выдвигают одну полу-
батарею из контейнера) и аэродромный источник питания (это особенно важно
при работе в районе расположения топливных баков и топливопроводов).
Распределительные устройства (электрощитки, панели, распределительные
коробки), снабженные различной аппаратурой коммутации, управления и за-
щиты, служат для распределения электроэнергии между потребителями.
При эксплуатации этих устройств контролируют целость и надежность креп-
ления крышек, состояние изоляции проводов в местах их ввода в электрощитки,
а также заделку проводов; проверяют надежность контактных соединений и при
необходимости подтягивают болты (гайки) плюсовых и минусовых проводов;
периодически удаляют пыль, грязь и влагу из коробок и щитков, а также следы
коррозии с шин.
Особое внимание уделяют проверке исправности предохранителей и их
соответствию номиналам. Все работы по уходу за щитками и коробками проводят
только при обесточенной сети.
Для надежной работы потребителей, устранения помех радиоприему, уст-
ранения возможностей местного перегрева и электрокоррозии отдельных узлов
и стыков все агрегаты самолета и его оборудование тщательно металлизируются.
Металлизация обеспечивается соединением всех элементов самоле-
та и оборудования в единое целое болтами и заклепками, а также установкой
специальных перемычек. От качества металлизации во многом зависит величина
переходных сопротивлений.
Максимально допустимые величины переходных сопротивлений (в микро-
омах) между типовыми частями самолета показаны на рис. 6.1, а схема замера —•
на рис. 6.2.
Для остальных частей конструкции и агрегатов оборудования предельно
допустимые переходные сопротивления делятся на несколько групп: балластные
сопротивления — 50 мком; места непосредственного сочленения всех экранов
системы, а также места крепления труб коллекторов к корпусу авиационных
двигателей — 100 мком; установка развязывающих конденсаторов и фильтров —
SOU
Рис. 6.1. Максимально допустимые переходные сопротивления между частями
самолета
236
Рис. 6.2. Заделка алюминиевых проводов и схема замера переходных сопротивле-
ний:
/—наконечник; 2 — милливольтметр до 60 мв класса 0,5; 3 — контактный хомутик; 4 — про-
вод марки БПВЛА; 5 — регулировочный реостат; 6 — генератор; 7 —амперметр класса 0,5;
8 — шунт амперметра до 300 а
200 мком; места непосредственного сочленения деталей и агрегатов — 600 мком;
крышки, люки, створки ит. п. — до 2000 мком; места сочленения деталей и
агрегатов через перемычки металлизации — 2000 мком.
Контроль переходных сопротивлений осуществляется микроомметрами
с ценой деления не более 100 мком.
Практически на самолетах с хорошей металлизацией переходные сопро-
тивления имеют величины значительно меньше предельных. Поэтому за метал-
лизацией необходимо постоянное наблюдение. Особенно тщательное наблюдение
требуется за металлизацией авиадвигателей и их агрегатов, являющихся мощ-
ными источниками радиопомех.
Плохо выполненная металлизация какой-либо системы создает большие
радиопомехи из-за появления дополнительных переменных контактов, чем
неметаллизированная система.
В процессе эксплуатации отдельные перемычки металлизации рвутся, ос-
лабляется их контакт с корпусом самолета, при смене агрегатов перемычки
иногда забывают установить на место и т. д. Поэтому при эксплуатации необхо-
димо периодически проверять надежность соединения всех шлангов электропро-
водки на авиадвигателях и их контакта с корпусом двигателей; проверять це-
лость всех доступных для осмотра перемычек металлизации и заменять повреж-
денные и оборванные перемычки; производить подтяжку всех ослабленных
перемычек и разрядников статического электричества.
Коммутационная аппаратура включает электрические устройства, с помощью
которых осуществляется включение, выключение и переключение электрических
цепей. К ней относятся выключатели, кнопки, контакторы, реле, концевые и
программные выключатели.
Выключатели (например, серии В, ВК, ВГ, ВН) и кнопки (5К, 204К, 205К)
служат для ручного включения, выключения и переключения электрических
цепей.
Контакторы и реле применяются для дистанционного включения и переклю-
чения электрических цепей. Наиболее широко применяются контакторы: К-25,
237
К-50Д, К-ЮОД, К-400Д, К-600Д, км-200Д, КМ-400Д, КП-200Д, КП-400Д,
КА-300БМ, КА-300СМ. Концевые и программные выключатели обычно явля-
ются составными элементами электрофицированных агрегатов. Функции вык-
лючателей с одновременной защитой электросетей от перегрузок выполняют
также автоматы защиты сети.
Для переключения цепей применяются переключатели типа ПП, ПН, ППН,
ВППН, П2НПН. Допустимая сила тока для этих переключателей находится
в пределах от 20 до 35 а.
Наиболее широко применяются выключатели В-45, ВН-45М, 2В-45М,
2В-45, ВГ-15 и переключатели ПЛ-45, ПН-45М, ППН-45, 2ПН-20, 2ПП-45,
2ППН-45, 2ПНПН-45, ЗППН-45.
Предохранители и автоматы защиты электросетей. Потребители авиацион-
ных электрических цепей защищены плавкими предохранителями и автоматами
защиты сетей (АЗС). Каждый автомат защиты и предохранитель рассчитан на
определенную силу тока и защищает электрическую цепь, ток которой не
должен превышать определенного значения.
Наиболее распространенными являются следующие типы предохранителей
и автоматов сети:
с т е к л я п н о-п лавкие предохранители СП-1, СП-2, СП-5,
СП-10, СП-15, ПК-30-0,15, ПЦ-30-1, ПК-30-2, ВП-20;
инерционп о-п лавкие предохранители ИП-5, ИП-10,
ЙП-15, ИП-30, ИП-35, ИП-50, ИП-75, ИП-100, ИП-150, ИП-200, МП-250;
тугоплавкие предохранители ТП-400, ТП-600,ТП-900;
автоматы защиты сети АЗС, АЗР, АЗСГ, АЗРГ, АЗСГК,
АЗРГК, АЗФ1, АЗФ1К, рассчитанные на ток от 2 до 90 а.
Буквы и обозначения типа автомата расшифровываются так: А — автомат,
3 — защита, С — без свободного расцепления, Р — со свободным расцеплением,
Г — герметичный корпус, К — для кабин с красным светом, Ф — для цепей
переменного тока. Цифры обозначают номинальный ток.
§ 5. ПИЛОТАЖНЫЕ И ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ
К пилотажным и пилотажно-навигационным приборам относятся анероид-
но-мембранные и гироскопические приборы, авиационные часы, акселерометры,
недистанционные компасы и др.
1. Анероидно-мембранные приборы и система
приема воздушных давлений
К бортовым анероидно-мембранным приборам (АМП) относятся комбини-
рованные указатели скорости (КУС-1200, КУС-2000, КУС-2500, КУСИ-2500),
высотомеры (ВД-10, ВД-20, ВД-28, ВД-30, ВДИ-30), вариометры (ВАР-30,
ВАР-75, ВАР-150, ВАР-300), указатели числа М (М-1,5, МС-1, МС-1,5, М-2,5),
высотные сигнализаторы (ВС-46, ВС-8000), указатели высоты и перепада давле-
ний в кабине (УВПД-3, УВПД-20, УВПДС).
К системе приема воздушных давлений *(ПВД) относятся приемники воз-
душных давлений (ПВД-3, ПВД-4, ПВД-5, ПВД-7, ПВД-9) — воспринимают
полное и статическое давление;'ППД-1, ППД-5, ТП-156 — воспринимают только
полное давление; приемники статического давления), трубопроводы полного
и статического давлений, влагоотстойники и краны переключения.
Эксплуатация анероидно-мембранных приборов и системы приема воздушных
давлений заключается в периодическом осмотре приборов и системы ПВД,
а также контроле их характеристик.
У анероидно-мембранных приборов проверяются: основная погрешность,
вариация показаний, плавность хода стрелок при прямом и обратном ходе, гер-
метичность корпусов и чувствительных элементов.
У систем ПВД проверяются: герметичность камер статического и полного
давлений, расход воздуха через приемник, сила тока, потребляемого обогрева-
тельным элементом, сопротивление изоляции, исправность соединительных
проводов и дюритовых шлангов, состояние приемного отверстия полного давле-
ния, дренажного и статических отверстий.
238
Проверку соответствия этих характеристик требованиям технических ус-
ловий на данном типе самолета выполняют через 100 (500) ч налета. Кроме того,
при подготовках самолета к каждому полету проверяют работоспособность АМП
и герметичность систем ПВД, т. е. выполняют упрощенную в короткие сроки
проверку основных рабочих характеристик АМП и систем ПВД. Контроль
с такой частотой позволяет своевременно отбраковать неисправные приборы
и исключить отказы в полете важнейших пилотажных приборов из группы АМП.
Подсоединение многих АМП к системе ПВД осуществляется дюритовыми
шлангами, которые являются наименее надежными элементами всего комплекса
АМП-ПВД. Техническое состояние и отбортовку дюритовых шлангов проверяют
через 100 (200) ч налета. При этом нужно возобновлять отличительные знаки
на шлангах и у штуцеров потребителей полного и статического давлений.
Периодически через 200 (600) ч налета трубопроводы системы ПВД проду-
вают сжатым воздухом под давлением 2—4 кГ/см2. Продувку ведут от приемни-
ков, предварительно отсоединив приборы и отстойники. Продувая аварийную
систему, открывают аварийный кран.
После выполнения работ по устранению полного или частичного нарушения
герметичности, а также по устранению закупорки (пережатия) трубопроводная
система приемника воздушного давления проверяется на герметичность, а при-
боры системы — на правильность показаний.
При выполнении профилактического ремонта (обычно через 1000 (5000) ч
налета) заменяют дюритовые шланги ПВД независимо от их технического сос-
тояния. Это вызвано тем, что в процессе эксплуатации происходит расслоение
шлангов (особенно в местах расстыковки, у штуцеров приборов), их растрески-
вание и потеря эластичности, а следовательно, создаются условия для потери
герметичности или закупорки систем ПВД.
Приемники воздушных давлений всех типов монтируются на самолете таким
образом, чтобы дренажные отверстия были обращены вниз. Когда самолет на-
ходится на стоянке, приемник должен быть зачехлен. Перед полетом чехол
снимается.
Обогрев ПВД включается не ранее чем за 5 мин до взлета и выключается
не позднее чем через 3 мин после посадки. Чехлы на приемники надеваются после
их полного охлаждения.
2. Гироскопические приборы
Основными бортовыми гироскопическими приборами являются авиагори-
зонты (АГИ-1, АГБ-2, АГБ-3, АГД-1), электрические указатели поворота
(ЭУП-53), выключатели коррекции (ВК-53РБ, ВК-53РШ, ВК-90) и гирополу-
компасы (ГПК-48, ГПК-52).
Центральным звеном этих приборов являются гироузлы, роторы которых
вращаются электродвигателями переменного или постоянного тока, поэтому
надежность их работы в значительной мере зависит от исправной работы гиро-
узла и электрических цепей питания, коррекции и дистанционных передач.
Авиагоризонты при техническом обслуживании подвергаются следующим
видам проверок: контролируется время готовности к работе, работа арретирую-
щего устройства, скорости продольной и поперечной коррекции, действие отк-
лючателей коррекции, устойчивость при выключенной коррекции и погрешности
выдерживания вертикали, а также значения потребляемого постоянного и пере-
менного тока. Кроме того, проверяются погрешности отработки углов рассо-
гласования по крепу и тангажу, несовпадение индексов указателей и работа схем
сигнализации.
Указанные проверки, выполняемые через 100 (600) ч налета, позволяют
своевременно выявлять изменения технического состояния авиагоризонтов и пре-
дупреждать появление неисправностей в полете. Для ускорения проверок
и сохранения нужной точности контроля пользуются пультами проверки авиа-
горизонтов.
После замены гиродатчика или комплекта авиагоризонта на самолетах,
не имеющих дублирующих авиагоризонтов, работа авиагоризонта должна про-
веряться в контрольном полете.
239
Электрические указатели поворота обычно имеют гиромоторы с электродви-
гателями постоянного тока (питание резервируется от аккумуляторной батареи),
поэтому через 200 (600) ч налета контролируют состояние коллекторно-щеточ-
ного узла и высоту щеток, прочищают и продувают коллектор сжатым воздухом
(1,5—2,0 кГ!см2). Кроме того, измеряют потребляемый ток, проверяют чувст-
вительность при плоском развороте с заданной угловой скоростью, погрешность
при заданных значениях крена и угловой скорости, величину застоя подвижных
индексов и время их возврата из крайних положений.
Выключатели коррекции (ВК) имеют такое конструктивное исполнение,
при котором объем проверок при обслуживании сравнительно небольшой, а на-
дежность работы ВК достаточно высока. Во время эксплуатации через
200 (1000) ч налета контролируют работоспособность ВК, обращая особое вни-
мание на выдерживание времени задержки выключения коррекции и на соблю-
дение симметричности задержки, а также измеряют ток, потребляемый каждой
фазой гиромотора ВК-
Гирополукомпасы. При измерении курса возникают погрешности, обуслов-
ленные вращением Земли и перемещением самолета относительно Земли. Для
уменьшения погрешностей в показаниях курса производятся коррекции кажу-
щегося ухода гирополукомпаса и горизонтального положения оси ротора гиро-
скопа. Гирополукомпасам свойственна карданная погрешность, представляю-
щая собой разность между курсом самолета, измеряемым в горизонтальной
плоскости, и показанием гирополукомпаса при наклоне (по крену или тангажу).
При эксплуатации гироскопических приборов и устройств, имеющих ги-
роскопические узлы, не допускается транспортировка агрегатов и датчиков
с работающими гиромоторами и без специальных мер защиты гироскопических
узлов от ударов и тряски. Взлет (посадку) самолетов производят только с вклю-
ченными гироскопическими устройствами.
3. Акселерометры
Акселерометры предназначены для измерения ускорений самолета, необхо-
димых для управления полетом по заданной траектории, определения координат
летательного аппарата в пространстве, предотвращения больших перегрузок,
действующих на экипаж и конструкцию самолета. По устройству акселерометр
представляет грузик, подвешенный на пружинах внутри корпуса прибора.
При ускорениях самолета перемещение грузика передается на стрелку прибора
или преобразуется в электрический сигнал. Наиболее широкое распространение
в настоящее время получили акселерометры типа АМ-10 и АДП.
В процессе эксплуатации через 200 (600) ч налета с помощью специального
поворотного приспособления проверяется погрешность показаний акселеромет-
ров.
§ 6. ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
К приборам, контролирующим работу авиадвигателей, относятся термо-
метры, тахометры, манометры, сигнализаторы давлений, топливомеры, расхо-
домеры.
Авиационные электрические термометры предназначены для измерения
температуры масла, выходящих газов, воздуха и головок цилиндров.
В зависимости от типа приемника авиационные термометры разделяются
на термометры сопротивления (ТУЭ-48) и термоэлектрические термометры
(типа ТВГ, ТЦТ и ТСТ).
У термометров сопротивления проверяется основ-
ная погрешность.
У термоэлектрических термометров проверяется ос-
новная погрешность и плавность хода стрелок, а также сопротивление термо-
электродов со стороны соединительной колодки. Последняя проверка позволяет
прогнозировать уменьшение механической прочности и предупреждать обрывы
термоэлектродов в полете. Особенно тщательно контролируют состояние элект-
роцепей термометров в зоне высоких температур, а также затяжку гаек на сое-
240
динительных колодках, так как изменение переходного сопротивления проводов
приводит к искажению показаний температуры.
В авиационных тахометрах (типа ТЭ, ИТЭ) используется магнитоиндук-
ционнын принцип преобразования скорости вращения вала двигателя в пока-
зания прибора. В качестве датчика служит трехфазный синхронный генератор
с возбуждением от постоянного тока. Указатель тахометра включает магнито-
индукционный измерительный узел и синхронный двигатель.
В процессе эксплуатации у тахометров контролируют основную погрешность
комплекта, уравновешенность подвижной системы, плавность хода стрелок ука-
зателей и недоход стрелок до нулевой отметки шкалы, а также междуфазное
напряжение и отсутствие явлений раскачки (колебания) стрелок.
Манометры (типа ДИМ, ЭДМУ, ЭДМ, ЭМ) служат для контроля давления
масла и топлива. Наиболее распространены электрические дистанционные
и индукционные манометры. В процессе эксплуатации через 200 (600) ч налета
контролируют основную погрешность комплекта, плавность хода стрелок, а так-
же герметичность корпуса и приемной части датчика.
Комплект рычажно-поплавкового топливомера состоит из реостатных дат-
чиков и магнитоэлектрического логометра, датчиков-сигнализаторов и переклю-
чателя. Так как топливные баки различных самолетов имеют неодинаковую
форму, то для каждого типа самолета имеется своя тарировка топливомера,
обозначаемая номером на датчике и на измерителе. При наличии в комплекте
топливомера сигнального устройства в конце типа прибора ставится буква «С».
Топливомеры для измерения бензина маркируют буквами БЭ, БЭС, СБЭС;
керосина — КЭС, СКЭС; масломеры — МЭ, МЭС. Комплекты топливомеров,
в которых применены указатели ЛД-49, маркируются ТЭС. Буква «С», стоящая
в начале наименования комплекта, указывает, что топливомер суммирующий.
При регламентных работах проверка комплекта топливомера производится
с помощью специальной проверочной установки УПТ.
Электрические расходомеры предназначены для измерения мгновенного,
потребляемого двигателями в единицу времени, или суммарного расхода топлива.
Работа расходомеров основана на принципе изменения скорости вращения крыль-
чатки в зависимости от скорости потока топлива.
В качестве расходомеров, измеряющих суммарный расход топлива, приме-
няются расходомеры типа РТС и РТСУ (РТС-8, РТС-16, РТС-300, РТСУ-30Д
и др.) и комбинированные расходомеры для измерения мгновенного и суммарного
расхода типа РТМС (РТМС-1, 2Б1, РТМС-1, 8Б1 и др.).
Датчик расходомера устанавливается в разрез трубопровода стрелкой
по направлению течения топлива. Тиратронный прерыватель устанавливается
вертикально (штепсельным разъемом вниз). Провода, идущие от тиратронного
прерывателя, экранируются. Экран соединяется с корпусом самолета.
Перед полетом стрелка указателя устанавливается пгт деление шкалы,
соответствующее количеству залитого в баки топлива, после чего переводный
механизм пломбируется.
При регламентных работах проверяется исправность работы расходомера
с помощью специальной установки типа УПР.
Электрические сигнализаторы давления используются в случаях, когда
экипажу не надо знать истинную величину давления, а важно знать, поддержи-
вается ли оно в нужных пределах. По назначению электрические сигнализаторы
давления делятся на сигнализаторы давления топлива, масла, опасного перепа-
да давления в герметичной кабине. Наиболее широко распространены сигнализа-
торы типа СД, СДУ, МСД, ДСС, ЭС.
§ 7. КОНТРОЛЬНО-ЗАПИСЫВАЮЩАЯ И СИГНАЛИЗИРУЮЩАЯ
АППАРАТУРА
Для контроля выдерживания экипажем заданных режимов полета применя-
ются самописцы скорости и высоты (К2-713М, К2-717), самописцы скорости, вы-
соты и перегрузок (КЗ-63), а также автоматы сигнализации критических режи-
мов (АСКР)> автоматы измерения углов атаки и перегрузок (АУАСП) и
системы регистрации режимов полета (МСРП, САРП).
241
Самописцы. В самописцах К2-713М запись производится на закопченной
бумажной ленте, в самописце К.2-717 — на бумажной ленте со спецпокрытием,
в самописце КЗ-63 — царапанием по эмульсионному слою кинопленки, зафик-
сированной без проявления.
Чувствительными элементами самописцев являются: для регистрации высо-
ты — блок анероидных коробок, для регистрации скорости — блок манометри-
ческих коробок, для регистрации перегрузки — инерционная масса (металли-
ческая коробка), подвешенная на пружинах.
Продолжительность работы (по запасу ленты): К2-713М — 2, 4, 6 ч (завод
часового механизма — 18 ч), К2-717 — 3 ч 20 мин. У самописца КЗ-63 запас
ленты рассчитан на 20—25 ч полета. Самописцы питаются от сети постоянного
тока и имеют обогрев. У самописца К2-713М вращение барабана производится
с помощью часового механизма, у К2-717 и КЗ-63 — с помощью электродвига
теля.
В процессе эксплуатации у самописцев К2-713М, К2-717, КЗ-63 проверяется
работоспособность, герметичность систем полного и статического давлений
тарировка.
Автоматы типа АСКР и АУАСП. В основу автомата сигнализации крити-
ческих режимов АСКР положен принцип ограничения угла атаки, задаваемого
как функция числа М. В автомате АСКР производится непрерывное автомати-
ческое сравнение местного текущего угла атаки ат с критическим углом атаки
аКр- Для этого автомат имеет датчик углов атаки типа ДУА (для замера ат)
и датчик критических углов типа ДКУ (для замера акр).
Автомат типа АСКР не может точно определить запас по углу атаки до вы-
хода самолета на допустимую границу. Этого недостатка лишены автоматы
углов атаки и перегрузок типа АУАСП.
Автоматы типа АУАСП, кроме измерения и указания ат, акр, вертикальной
перегрузки пу включают предупреждающую сигнализацию при подходе к кри-
тическим углам атаки акр и предельным перегрузкам пу кр.
Системы регистрации режимов полета предназначены для регистрации
полетных данных, параметров движения и состояния летательного аппарата,
его силовых установок и оборудования. Запись осуществляется или иа магнит-
ную ленту (у МСРП), или световым лучом на фотобумагу или фотопленку
(у САРП). Расшифровка записей, производимых на магнитную ленту, произ-
водится с помощью специальных декодирующих устройств.
При выполнении каждого полета производится обязательная подготовка
и включение бортовых средств контроля и регистрации полетных данных.
Защитные контейнеры спасаемых накопителей информации после окончания
подготовки к полету пломбируются.
Съем и дешифровка информации о параметрах движения и состояния лета-
тельного аппарата, его силовых установок и оборудования, а также о психофи-
зическом состоянии членов экипажа производятся по указанию ответственных
лиц.
§ 8. ЭЛЕКТРОННАЯ АВТОМАТИКА
1. Автопилоты
Современные автопилоты (АП) представляют собой комплекс совместно
работающих устройств, обеспечивающих стабилизацию самолета на траектории,
стабилизацию высоты полета, управление маневрами самолета и привод его в го-
ризонт.
Автопилоты имеют электрические связи с курсовыми системами, централями
скорости и высоты, демпферами колебаний, навигационными вычислительными
устройствами.
В основу схемы автопилотов при работе в режиме стабилизации положен
принцип регулирования по углу, угловой скорости (автопилоты типа АП-6Е,
АП-28, АП-31), а у некоторых автопилотов и по угловому ускорению (автопи-
лоты типа АП-15).
В качестве чувствительных элементов, реагирующих на угловые отклонения
самолета относительно центра тяжести, применяются:
242
по курсу — гирополукомпасы, дистанционные магнитные компасы, курсо-
вые системы;
по крену и тангажу — центральные гировертикали, гиродатчики дистан-
ционных авиагоризонтов;
по курсу, крену и тангажу — курсовертикали;
по угловой скорости — демпфирующие гироскопы;
по угловому ускорению — специальные устройства, вырабатывающие
сигналы, пропорциональные угловому ускорению самолета, путем дифференци-
рования сигналов датчиков угловой скорости.
Электрические сигналы отклонений самолета по углу, угловой скорости и уг-
ловому ускорению, полученные с датчиков, усиливаются электронными или
электромашинными усилителями, подаются на рулевые машины, которые пере-
мещают соответствующие рули самолета.
Особенности эксплуатации АП обусловлены следующим:
во-первых, АП представляют собой комплексы, включающие агрегаты,
характерные для всех видов оборудования (электрические, гидравлические
и смешанные исполнительные механизмы; гироскопические, анероидно-мемб-
ранные и другие датчики, электронные усилители; разветвленные электрические
и пневмогидравлические сети и т. д.). Поэтому при обслуживании АП руковод-
ствуются правилами, приведенными для названных видов оборудования;
во-вторых, надежность АП тесно связана с безопасностью полетов. Поэтому
особое внимание при эксплуатации АП обращают на техническое состояние
средств обеспечения безопасности (СОБ), входящих в комплект АП или работаю-
щих совместно с ним;
при эксплуатации для своевременного обнаружения неисправностей и пре-
дупреждения отказов АП проводят предполетную подготовку, объем которой
является типовым практически для всех типов АП, а также комплекс инструмен-
тальных профилактических проверок и регулировок.
Главными проверками и регулировками АП являются следующие.
1. Проверка работоспособности с использованием наземных источников
энергии (электрических и пневматических). Эти работы предусматривают конт-
роль основных характеристик АП для режимов согласования, стабилизации,
управления, а также проверку системы обеспечения безопасности (СОБ) и схем
отключения АП.
2. Проверка и регулировка важнейших рабочих параметров, в том числе
параметров питания, смещений, передаточных чисел и коэффициентов усиления,
стабилизации, управления.
3. Проверка совместной работы АП с централизованными и специальными
бортовыми системами. Важнейшими являются проверки этапов взаимодействия
с центральными гировертикалями, системой выдачи данных о воздушной ско-
рости и радионавигационными системами.
При выполнении работ по обслуживанию АП особое значение имеет приме-
нение специальной аппаратуры не только для контроля параметров, но и для соз-
дания тестерных режимов и имитации рабочих условий.
Регулировочные работы по АП с проведением контрольно-регулировочных
операций выполняют через 200—600 ч налета.
2. Демпферы колебаний, тангажа,
автоматы устойчивости и аппаратура,
работающая в комплекте с ними
Демпферы колебаний, тангажа и автоматы устойчивости предназначены
Для, парирования колебаний летательного аппарата относительно трех основных
осей и улучшения характеристик устойчивости и управляемости при пилотиро-
вании ЛА на всех режимах полета.
Исполнительные элементы демпферов выполняются в виде раздвижной тяги
(рулевой агрегат), включаемой обычно в разрыв проводки^управления так, что
управляющие воздействия летчика и рулевого агрегата суммируются на’входной
качалке бустера. Действие демпфера основано на измерении угловой скорости
Движения ЛА относительно основных осей и преобразовании измеренной величи-
243
ны в пропорциональное отклонение рулей управления. Для улучшения динами-
ческих характеристик демпферов и уменьшения времени затухания переход-
ных процессов в закон управления вводится сигнал по угловому ускорению.
В комплекте с демпферами работают устройства, предназначенные для при-
ведения штоков в нейтральное положение (СПН) при отказах в демпферах, и
пульты встроенного контроля (ПКД) для проверки работоспособности демп-
феров при подготовках к полету.
В процессе эксплуатации у рулевых агрегатов РАУ проверяется состояние
щеточноколлекторного узла и потребляемый ток, у комплекта демпферов —
передаточные числа, блокировка включения при создании давления в гидросис-
темах и точность приведения штоков в нейтраль.
3. Регуляторы и ограничители перегрузок,
углов атаки и усилий в системе управления
Регуляторы и ограничители предназначены для создания дополнительных
усилий на органы управления при выходе ЛА на максимально разрешенную
эксплуатационную перегрузку и обеспечения маневров в пределах допустимых
углов атаки. К ним относятся автоматы типа АДУ и ОП. Для обеспечения своей
работы эти устройства получают сигналы от датчиков перегрузок, датчиков
углов атаки, датчиков предельной скорости и центральных гировертикалей.
4. Бортовые системы автоматического управления
Бортовые системы автоматического управления (САУ, БСУ, АБСУ) предназ-
начены для выполнения широкого круга задач, связанных со стабилизацией
самолета относительно центра тяжести, стабилизацией высоты, скорости, с ав-
томатическим и полуавтоматическим заходом на посадку, для автоматического
приведения самолета к режиму горизонтального полета, визуального указания
углов крена, тангажа, курса и положения самолета относительно заданной
высоты и заданной линии пути, обеспечения выхода самолета в определенную
точку земной поверхности. Так же каки автопилоты, эти системы имеют элект-
рические связи с другими пилотажными и навигационными системами. В комп-
лект систем САУ, как правило, входят бортовые цифровые вычислительные ма-
шины (БЦВМ).
5. Магнитные дистанционные компасы и курсовые системы
Магнитные дистанционные компасы типа ДГМК предназначены для опреде-
ления курса и углов разворота самолета. Чувствительным элементом ДГМК
является магнитная система, устанавливающаяся по направлению компасного
меридиана. В компасах ДГМК применяется потенциометрическая дистанционная
передача.
У компаса ДГМК-3 указатели выдают компасный курс. Компас ДГМК-5
совместно с радиокомпасом типа АРК выдает компасный курс, курсовой угол
радиостанции и магнитный пеленг радиостанции.
Компас ДГМК-7 в отличие от компасов ДГМК-3 и ДГМК-5 указывает ис-
тинный курс. В компасе ДГМК-7 имеется устройство для автоматического устра-
нения девиации и ручного ввода поправки на магнитное склонение.
Дистанционные индукционные компасы типа ГИК-1 предназначены для ука-
зания магнитного курса и углов разворота самолета. При работе с радиокомпа-
сом предусмотрена выдача на указатели прямого и обратного магнитных пе-
ленгов радиостанции. Принцип действия компаса ГИК-1 основан на свойстве
индукционного чувствительного элемента определять направление магнитного
поля земли. В компасе ГИК-1 имеется устройство для автоматического устране-
ния девиации.
Компасам типа ДГМК и ГИК свойственна карданная погрешность при кре-
нах и тангажах самолета.
244
Курсовые системы типа КСИ предназначены для определения курса при лю-
бых углах крена и тангажа самолета и определения курсовых углов и пеленгов
радиостанций.
Курс самолета определяется с помощью датчика с индукционным чувстви-
тельным элементом. Благодаря стабилизации гироузла гироагрегата по крену
и тангажу в курсовых системах типа КСИ исключена карданная погрешность.
Основным режимом работы КСИ является режим гирополукомпаса.
Курсовые системы типа КС предназначены для определения и указания
курса самолета и углов его разворота, а также для указания пеленгов и курсовых
углов радиостанции. Курсовые системы типа КС имеют три режима работы:
гирополукомпаса (ГПК), магнитной коррекции (МК) и астрокоррекции (АК).
Режим ГПК является основным режимом. Благодаря стабилизации гироузлов
по крену в курсовых системах КС исключена карданная погрешность при кренах
самолета. В режиме ГПК система одновременно выдает гироскопический орто-
дромический курс, магнитный курс и истинный курс, определенный астроком-
пасом (астроориентатором).
Курсовые системы типа ТКС по принципу действия аналогичны курсовым
системам типа КС и от них отличаются выгодно тем, что имеют в 2—3 раза мень-
шие величины ухода гироскопов в азимуте (0,5 град/ч).
При эксплуатации дистанционных компасов и курсовых систем особое вни-
мание обращается на контроль: чувствительности и выходной мощности всех
каналов системы; рабочих характеристик следящих систем, индукционных дат-
чиков и гироузлов, механизмов согласования и коррекции, девиационных уст-
ройств; погрешностей навигационных и пилотажных приборов; скоростей отра-
ботки стрелок индикаторов.
6. Астрономические навигационные устройства и системы
К астрономическим навигационным устройствам и системам относятся дис-
танционные астрономические компасы типа ДАК-ДБ, ДАК-Б и астроориента-
торы типа БЦ-63.
Астрокомпасы типа ДАК-Б и ДАК-ДБ предназначены для определения ис-
тинного курса самолета по положению Солнца. Астроориентаторы типа БЦ-63
предназначены для определения координат места и курса ЛА по двум светилам
(звезды, планеты, Луна) или курса самолета по Солнцу.
Основные технические параметры астрономических навигационных устройств
контролируются в процессе выполнения регламентных работ через 200 (600) ч
налета.
7. Инерциальные навигационные устройства и системы
Инерциальные навигационные устройства и системы применяются для опре-
деления географических или условных координат положения самолета на земле.
Принцип действия навигационной инерциальной системы основан на измерении
ускорений, возникающих при движении самолета. Ускорения движения самолета
определяются с помощью акселерометров, которые являются чувствительными
элементами инерциальных систем. Составляющие скорости движения самолета
находятся путем интегрирования ускорений, замеренных акселерометрами.
Полученная скорость полета с помощью счетно-решающих устройств преобра-
зуется в сигналы, пропорциональные значениям географических или условных
координат.
Основные технические параметры инерциальных навигационных устройств
контролируются через 200 (600) ч налета.
8. Командные пилотажно-навигационные системы
Командные пилотажно-навигационные системы (например, системы типа
«Путь») предназначены для полуавтоматического управления самолетом по ко-
мандным стрелкам пилотажных приборов при заходе на посадку и по маршруту,
245
индикации основных пилотажно-навигационных параметров с помощью комби-
нированных показывающих приборов и выдачи информации об исправности
радиосредств, обеспечивающих работу этих систем. Пилотажно-навигационные
системы используют сигналы курсовых систем, гировертикалей, радиокомпасов,
систем посадки и навигационных вычислительных устройств.
В процессе эксплуатации через 200 (600) ч налета осуществляется контроль
основных технических параметров системы.
9. Навигационные цифровые и аналоговые вычислительные
устройства и системы
Навигационно-вычислительные устройства предназначены для определения
и указания местоположения самолета, периодического корректирования счис-
ления пути и курса, программирования маршрута полета и выработки управ-
ляющих сигналов для автономной навигации, автоматической и полуавтомати-
ческой навигации при совместной работе с пилотажно-навигационными систе-
мами.
Контроль основных технических характеристик системы осуществляется
через 200 (600) ч налета.
10. Централизованные системы измерения параметров
внешней воздушной среды, режимов и параметров полета
Применение систем централизованного измерения параметров внешней
воздушной среды и параметров полета ЛА вызвано увеличением количества
потребителей барометрических параметров и необходимостью более полного
учета факторов, влияющих на погрешности чувствительных элементов, опреде-
ляющих параметры полета ЛА. Для решения сложных градуировочных формул
применяются вычислители высокой точности. По результатам замеров стати-
ческого давления скоростного напора и температуры окружающей среды центра-
лизованные системы (централи скорости и высоты типа ЦСВ, системы воздушных
сигналов типаСВСи др.) вычисляют высоту, скорость и число М полета, относи-
тельную плотность, а также отклонения этих величин от заданных и вводят их
в навигационные устройства и системы управления. В качестве чувствительных
элементов применяются анероидные и манометрические коробки, упругие де-
формации которых измеряются следящими системами, не нагружающими их.
Это позволяет значительно увеличить точность измерения.
В процессе эксплуатации систем типа ЦСВ и СВС проверяется погрешность
показаний и электрических выходов истинной воздушной скорости, числа М,
высоты, температуры'наружного воздуха и электрических выходов относительной
плотности воздуха. Герметичность систем ЦСВ и СВС проверяется одновременно
с проверкой герметичности систем полного и статического давлений.
11. Системы измерения, управления выработкой
топлива и центровкой самолета
Для контроля суммарного количества топлива, количества топлива в груп-
пах баков, автоматического управления порядком расхода топлива, сигнализа-
ции остатка топлива и управления заправкой самолета применяются электро-
емкостные топливомеры типа СЭТС (СЭТС-60, СЭТС-80, СЭТС-280, СЭТС-380,
СЭТС-470), СПУТ, ТАЦ и АЦТ. Электроемкостные топливомеры типа СПУТ,
ТАЦ и АЦТ обеспечивают также автоматическую центровку самолета при выра-
ботке топлива.
Электроемкостные топливомеры типа СЭТС состоят из измерительной и ав-
томатической частей. В состав топливомеров типа СПУТ, ТАЦ и "АЦТ входят
устройства для автоматического управления центровкой самолета при выработке
топлива.
246
Принцип действия измерительной части топливомера основан на изменении
электрической емкости датчиков топливомера (представляющих собой цилинд-
рические конденсаторы) при изменении уровня топлива в баках.
Принцип действия автоматической части топливомера основан на изменении
индуктивного сопротивления катушки самоиндукции при внесении в ее магнит-
ное поле сердечника из ферромагнитного материала, укрепленного на поплавке.
В качестве элементов схем используются мосты переменного тока.
Принцип действия автоматического управления центровкой самолета осно-
ван на выравнивании топливных моментов топливной системы путем перекачки
топлива. В качестве датчиков используются емкостные датчики топливомера.
В процессе эксплуатации у топливомеров проверяется надежность крепле-
ния элементов комплекта, герметичность установки датчиков, точность показа-
ний системы измерения топлива при групповом и суммарном контроле, исправ-
ность работы автоматической части и блоков центровки. У датчиков через 200—
600 ч налета производится промывка и сушка датчиков, измерение электри-
ческого сопротивления и емкости сухих датчиков, работоспособность сигнали-
заторов датчиков.
§ 9. КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
К кислородному оборудованию относятся бортовые кислородные приборы
(КП-32) непрерывной (коллективного пользования) и приборы (КП-24М,
КП-28М, КП-34) прерывной (индивидуального пользования) подачи, парашют-
ные кислородные приборы (КП-23, КП-27), переносное кислородное оборудо-
вание (КП-21), контрольно-сигнальная аппаратура, элементы кислородной
бортовой арматуры (КАБ), самолетные кислородные приборы, самолетные кис-
лородные газификаторы КПЖ-30, СКГ) и системы кислородной под-
питки силовых установок.
Для кислородных систем высокого давления применяется арматура КАБ-14,
для систем низкого давления — арматура КАБ-16. В кислородную бортовую
арматуру входят бортовой и приборный вентили, бортовой зарядный штуцер,
тройники, крестовины, обратные клапаны, трубопроводы. Зарядка бортовых
кислородных систем производится медицинским кислородом. Оценка качества
медицинского кислорода выполняется врачом. Разрешение на заправку самоле-
тов кислородом дается только после проверки паспортных данных доставленного
кислорода.
Во избежание взрыва в зарядных шлангах запрещается применять нерас-
консервированные и необезжиренные кислородные шланги. Обезжиренные
шланги должны иметь отличительную маркировку — две голубые поперечные
полосы.
Монтаж кислородных трубопроводов осуществляется хромированным и
чистым инструментом, который не должен использоваться для других работ.
Монтаж выполняется лицами, знающими правила обращения с кислородным
оборудованием. Нужно помнить, что кислород при соединении с маслом взры-
воопасен.
Системы кислородной подпитки силовых установок предназначены для обес-
печения надежного запуска двигателей и надежного розжига их. форсажных
камер, а также для повышения высотности системы запуска двигателей. Сис-
темы кислородной подпитки включают: кислородные баллоны, электропнев-
моклапаны, кислородные вентили, обратные клапаны, манометры, зарядные
штуцера.
Подача кислорода при запуске двигателей и розжиг форсажных камер про-
изводятся автоматически с помощью электропневмоклапанов, входящих в
электросистему запуска двигателя и включения форсажа.
На отдельных типах летательных аппаратов системы кислородной подпитки
применяются только для запуска двигателей в воздухе.
247
РАЗДЕЛ СЕДЬМОЙ
Радиоэлектронное оборудование
и его эксплуатация
§ 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ И ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
РАДИОТЕХНИЧЕСКИХ СРЕДСТВ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОЛЕТОВ
1. Общие сведения
К радиотехническому оборудованию обеспечения полетов летательных ап-
паратов относится комплекс наземных и бортовых радиотехнических средств
(РТС), обеспечивающих безопасный и экономичный вывод ЛА в заданную
точку с определенной точностью.
В комплекс РТС входят:
радиотехнические системы всепогодной посадки;
радиотехнические устройства и системы ближней и дальней навигации;
радиолокационные средства и системы управления воздушным движением
(УВД);
средства радиосвязи.
Решение задачи обеспечения полетов предполагает определение нави-
гационных элементов геометрических величин, характеризующих
положение летательного аппарата в пространстве и направление его движения.
Положение летательного аппарата относительно радионавигационной точки
может быть определено с помощью следующих навигационных параметров:
наклонной дальности Д;
высота полета Н;
азимута <р;
угла возвышения 0.
При решении навигационных задач в случае Н < Д можно считать, что
Д х Д1Г где Д± — горизонтальная дальность.
Источником навигационной информации в радионавигационных устройст-
вах (РНУ) является электромагнитное поле
е (t)=E sin (cot + ф).
Информация о навигационном параметре может заключаться в одном из па-
раметров электромагнитного поля: амплитуде Е, фазе ф, частоте со или времени
распространения t. Соответственно в РНУ измеряется амплитуда, фаза, частота
или время распространения электромагнитного поля.
В зависимости от измеряемого параметра электромагнитного поля РНУ
делятся на амплитудные, фазовые, частотные и временные (импульсные).
В зависимости от измеряемого навигационного параметра РНУ делятся
на угломерные, дальномерные и разностно-дальномерные.
По степени автоматизации РТС подразделяют на неавтоматизированные,
автоматизированные и автоматические.
248
2. Основные тактические и технические параметры РНУ
К основным тактическим параметрам радионавигационных
устройств и систем обеспечения полетов относятся:
точность определения навигационного элемента;
разрешающая способность;
рабочая область и дальность действия системы;
помехоустойчивость;
пропускная способность;
надежность работы.
Точность определения навигационного элемента
характеризуется величинами ошибок, возникающих при измерении навигацион-
ных параметров.
Разрешающая способность характеризуется возможностью
одновременного определения навигационных параметров близко расположен-
ных объектов.
Разрешающая способность по дальности — мини-
мальное расстояние между двумя объектами, при котором возможно раздельное
определение дальности каждого из них.
Разрешающая способность по углу представляет
собой минимальный угол в плоскости измерения навигационного параметра (<р
или 0), при котором возможно разделение сигналов от двух объектов, находя-
щихся на одной дальности в этой плоскости.
Рабочей областью РНУ называют объем пространства, в преде-
лах которого вероятность появления ошибок заданной величины при определе-
нии поверхности (или линии) положения не превышает выбранного значения.
Максимальное расстояние в пределах этого объема называют дальностью
действия.
Помехоустойчивость характеризует возможность работы РНУ
в условиях мешающих сигналов или шумов.
Пропускная способность оценивается максимальным коли-
чеством самолетов, которое РНУ может одновременно обеспечить необходимой
информацией.
Надежность работы — свойство аппаратуры сохранять парамет-
ры в заданных пределах при определенных условиях эксплуатации.
► Тактические параметры РНУ задают при проектировании РНУ и обеспечи-
вают правильным выбором технических параметров, т. е. сово-
купностью величин, характеризующих технические средства, необходимые для
обеспечения данных тактических параметров РНУ.
Важнейшими техническими параметрами являются:
величина и стабильность несущей частоты (длины волны);
вид модуляции и ее параметры;
’’3 диаграммы направленности приемной или передающей антенны;
Р2 мощность передатчика;
чувствительность приемника.
§ 2. РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ ВСЕПОГОДНОЙ ПОСАДКИ
1. Классификация и состав системы всепогодной посадки
Системой всепогодной посадки называют комплекс наземной и бортовой
аппаратуры, обеспечивающий информацию, необходимую для управления само-
летом на этапе посадки.
По международным нормам различают системы I, II и III категорий.
Система I категории обеспечивает управление самолетом при
заходе на посадку до высоты 60 м над поверхностью земли при видимости на ВПП
не менее 800 м.
Система II категории предназначена для управления самолетом
при заходе на посадку до высоты 30 м при видимости на ВПП не менее 400 м.
249
Рис. 7.1. Типовое размещение курсового (КРМ), глиссадного (ГРМ) и маркер-
ного (МРМ) радиомаяков систем всепогодной посадки
Система III категории предназначена для посадки с приземле-
нием при значительном ограничении или отсутствии видимости земли. Регла-
ментированы три группы систем III категории. Системы посадки катего-
рии IIIА должны обеспечивать посадку при видимости на ВПП 200 м, систе-
мы категории IIIB — при видимости на ВПП около 50 м, а системы
категории ШС — при полном отсутствии видимости.
Канал курса обеспечивает информацию в горизонтальной плоско-
сти относительно положения курсовой линии.
Канал глиссады обеспечивает информацию в вертикальной пло-
скости относительно положения глиссады.
Информацию о расстоянии до начала ВПП при пролете фиксированных
точек выдает маркерный канал.
Наземная аппаратура каналов курса, глиссады и маркерного состоит соот-
ветственно из курсового (КРМ), глиссадного (ГРМ) и маркерного (МРМ) радио-
Рис. 7.2. Бортовая аппаратура систе-
мы всепогодной посадки:
1 — курсовой приемник; 2 •— глиссадный
приемник; 3 — маркерный приемник; 4 —
вычислительное устройство; 5— сигналь-
ная лампа; 6 — звонок; 7— индикатор
курса и глиссады
250
маяков, комплекса контрольно-поверочных приборов, имитаторов и вспомога-
тельного оборудования (рис. 7.1).
Бортовая аппаратура состоит из приемных устройств, выдающих информа-
цию на соответствующие индикаторы и на вычислительные устройства при авто-
матизации посадки самолетов (рис. 7.2).
Системы всепогодной посадки работают в метровом, дециметровом и санти-
метровом диапазоне волн. Системы, используемые в гражданской авиации,
работают в метровом диапазоне.
Нормы на параметры аппаратуры систем всепогодной посадки приведены
в табл. 7.1—7.3.
Таблица 7.1
Нормы на параметры радиомаяков
Наименование параметра
Категория системы всепогодной посадки
I II 1 III
Курсовой радиомаяк
Дальность действия 46 км в секторе ±10° от линии курса и 31 км в секторе ±35°от линии курса
Точность установки и поддержания положения линии курса относительно оси ВПП ±10,5 м ±7,5 м ±3 м
Точность установки и поддержания номинальной крутизны ±17% ±17% ±10%
Минимальный сигнал у начала ВПП Не оговаривается 200 мкв/м
Вертикальная составляющая поля в рГМ Искривления в РГМ: 0,016 0,008 0,005
а) до внешнего МРМ 0,031 0,031 0,031
б) от внешнего до ближнего МРМ О^ОЗ!—0,015 0,031—0,005 0,041—0,005
в) от ближнего МРМ до начала ВПП 0,015 0,005 0,005
г) вдоль оси ВПП (600 м от нача- ла) — — 0,005
Глиссадный радиомаяк
Дальность действия
18 км в секторе ±8° в горизон-
тальной плоскости, ограниченном
углами 0,3—1,75 угла глиссады
Точность установки и поддерживания
угла глиссады в долях угла глиссады
Точность установки и поддержания
крутизны
Искривление глиссады в РГМ:
а) до внешнего МРМ
б) от внешнего до ближнего МРМ
в) от ближнего МРМ до начала
ВПП
±0,075 ±0,075 ±0,04
±25% ±25% ±15%
0,035
0,035
0,035
0,035
0,035—0,023
0,023
0,035
0,035—0,023
0,023
251
Т а б л и ц а 7.2
Нормы на параметры маркерного радиомаяка
(по категориям не подразделяются)
Наименование параметра Значение параметра
Диаграмма излучения Частота излучаемого сигнала Глубина модуляции Частота » Манипуляция Визуальная индикация при снижении со скоростью 178 кл/ч: для ближнего МРМ—3±1се/с; для дальнего МРМ—12+1 сек 75Мгч±0,02% 95±4% 400 гц, 1300 гц, 3000 гц 6 точек в секунду или 2 тире в секунду, или' 6 точек и 2 тире (чередование в 2 сек)
Таблица 7.3
Нормы на параметры курсового и глиссадного радиоприемников
Наименование параметра Значение параметра
Курс Г лиссада
Количество каналов Стабильность частоты Неравномерность АРУ Чувствительность прием- ника, ие более Точность установки и стабильность центрирова- ния, не более Стабильность коэффици- ента усиления 200 ±0,01 %(—50—[-50° С) ±0,0035%(—10—±35° С) ±1,5 дб в диапазоне 7,5 мкв—100 мв 7,5 мкв по срабаты- ванию АРУ ±5 мка ±20% 20 ±0,01% (—50 f-50° С) ±1,5 дб в диапазоне 50 мкв—100 мв 50 мкв по срабаты- ванию АРУ ± 10 мка ±20%
2. Принципы работы аппаратуры канала курса метрового
диапазона
Каналы курса метрового диапазона всепогодной посадки работают
в диапазоне НО М.гц.
Курсовые радиомаяки бывают трех типов: равносигнальные, с опорным
нулем и с опорным напряжением.
В равносигнальных радиомаяках при определении на-
вигационного параметра — курсового угла используют метод сравне-
ния. Антенны таких маяков имеют пересекающиеся диаграммы направленности
в горизонтальной плоскости и излучают амплитудно-модулированные колеба-
ния с частотой модуляции 90 гц в одном лепестке и 150 гц — в другом. Линия
курса посадки совпадает с равносигнальным направлением. Поле с частотой
модуляции 150 гц преобладает справа от линии курса по направлению захода
самолета на посадку, а с частотой модуляции 90 гц — слева от линии курса.
52
Антенная система курсового радиомаяка с опорным нулем создает
диаграмму направленности с нулем по линии курса и диаграмму направленно-
сти, имеющую максимум излучения по линии курса. Характеристики по часто-
там модуляции 90 и 150 гц пересекаются -в горизонтальной плоскости по линии
курса.
Курсовой радиомаяк с опорным напряжением
работает по методу минимума глубины амплитудной
модуляции. Антенная система маяка одновременно формирует в простран-
стве две диаграммы направленности. Одна диаграмма создается на несущей час-
тоте, промодулированной по амплитуде колебаниями поднесущей частоты
10 кгц. Поднесущая, в свою очередь, имеет частотную модуляцию низкочастот-
ным напряжением частоты 60 гч (сигнал постоянной фазы). Дру-
гая диаграмма создается на боковых частотах спектра высокочастотных коле-
баний, балансно-модулированных напряжением с частотой 60 гц и имеет в гори-
зонтальной плоскости два главных лепестка с нулевым излучением вдоль линии
курса и сдвигом фазы поля в одном лепестке на 180° относительно фазы в другом.
Огибающая амплитудно-модулируемых колебаний с частотой 60 гц, которая
образуется при сложении колебаний несущей частоты сигнала центральной
антенны и балансно-модулированных колебаний, выделяется в приемнике как
напряжение переменной фазы.
В приемном устройстве сигналы курсового радиомаяка усиливаются, детек-
тируются, разделяются фильтрами. В приемных устройствах, предназначен-
ных для работы с равносигнальными радиомаяками и радиомая-
ками с опорным нулем, напряжения 90 и 150 гц поступают на дифферен-
циальный детектор, на выходе которого включен прибор. При равенстве напря-
жений 90 и 150 гц стрелка занимает пулевое положение и отклоняется в зави-
симости от преобладания одного из этих напряжений над другим.
В приемном устройстве, предназначенном для работы с курсовым радио-
маяком с опорным напряжением, напряжения постоянной
фазы и переменной фазы поступают на фазовый детектор.
Сравнение амплитуд и фаз сигналов постоянной фазы и переменной фазы
обеспечивает указание стороны и величины отклонения от линии курса на борту
самолета.
3. Принципы работы аппаратуры канала глиссады в диапазоне
330 Мгц
Глиссадные радиомаяки бывают двух типов: равносигнальные и с опорным
нулем.
Равносигнальный радиомаяк имеет многолепестковую
диаграмму направленности в вертикальной плоскости, два нижних лепестка
которой при пересечении образуют линию глиссады.
Антенны глиссадных радиомаяков питают либо так же, как и антенны кур-
совых радиомаяков аналогичных типов, амплитудно-модулированными колеба-
ниями с частотами модуляции 90 и 150 гц, либо балансно-модулированными ко-
лебаниями с частотами модуляции 45 и 75 гц. Блок-схемы формирования сиг-
нала глиссадных равносигнальных радиомаяков аналогичны блок-схемам соот-
ветствующих типов курсовых радиомаяков.
В глиссадном радиомаяке с опорным нулем поло-
жение нуля диаграммы направленности верхней антенны определяет угол глис-
сады. Поле нижней антенны максимально в направлении нуля поля верхней
антенны. Характеристики по частотам модуляции 90 и 150 гц пересекаются
под углом наклона глиссады.
Линия глиссады представляет собой гиперболу. Линия глиссады практи-
чески совпадает с асимптотой гиперболы — прямой линией — вплоть до начала
ВПП (опорного рубежа). Спрямленная линия глиссады — линия глиссады, где
нижняя криволинейная часть заменена продолжением асимптоты гиперболы.
Принцип работы глиссадного приемного устрой-
ства аналогичен принципу работы курсового приемного устройства для равно-
сигнального радиомаяка и радиомаяка с опорным нулем.
253
4. Принцип работы аппаратуры маркерного канала
Маркерный канал системы всепогодной посадки работает на частоте 75 Л4гц.
Маркерный радиомаяк (МРМ) излучает в виде воронки высокочартотные коле-
бания, модулированные по амплитуде с низкой частотой. Излучаемый сигнал
манипулируется.
В приемном устройстве сигнал усиливается, детектируется, фильтруется
низкочастотным фильтром и преобразуется в посылки постоянного тока в соответ-
ствии с кодом манипуляции. В такт с посылками постоянного тока включаются
контрольные лампы и звонит звонок, сигнализируя летчику о пролете места
установки маркерного радиомаяка.
§ 3. РАДИОНАВИГАЦИОННЫЕ УСТРОЙСТВА И СИСТЕМЫ БЛИЖНЕЙ
И ДАЛЬНЕЙ НАВИГАЦИИ
1. Угломерные радионавигационные устройства
Угломерные радионавигационные устройства предназначены для измере-
ния угловых координат летательного аппарата. Они подразделяются на назем-
ные и бортовые, передающие (радиомаяки) и приемные (радиопеленгаторы).
Для обеспечения полетов автономно или в комплексе систем наиболее ши-
роко используются следующие угломерные устройства:
бортовые автоматические радиопеленгаторы (автоматические радиокомпасы);
наземные радиопеленгаторы;
всенаправленные радиомаяки.
Автоматические радиокомпасы (АРК) представляют собой амплитудные
радионавигационные устройства, фиксирующие направление по минимуму глу-
бины амплитудной модуляции.
Для формирования сигнала, несущего информацию об угле на радиостан-
цию, в автоматическом радиокомпасе используют антенную систему, которая
в простейшем варианте состоит из одной подвижной рамки и ненаправленной
антенны. Упрощенная блок-схема АРК показана на рис. 7.3, а основные харак-
теристики приведены в табл. 7.4.
Т а б л и ц а 7.4
Основные характеристики автоматических радиокомпасов
Наименование характеристики Значение характеристики
Дальность действия Точность Частотный диапазон Точность установки частоты, не хуже Чувствительность приемника » радиокомпаса ио приводу Время перестройки До 600 км при высоте полета Юклг и мощности приводной радиостанции 1 кет ±(2 — 3°) 100—1800 кгц 50—250 гц 5—30 мкв 25 — 70 мкв!м 1 — 8 сек
Амплитуда сигнала, принимаемого рамочной антенной, зависит от курсо-
вого угла радиостанции (КУР), т. е. от угла между продольной осью самолета
и направлением на радиостанцию. Сигналы, принимаемые рамочной антенной
справа и слева от продольной оси самолета, противофазны.
АРК работают в диапазоне средних и частично длинных волн и служат
для определения местоположения летательного аппарата относительно радиона-
254
Рис. 7.3. Блок-схема автоматического радиокомпаса:
/ — рамка; 2 — ненаправленная антенна; 3 — усилитель; 4 — балансный модулятор; 5 — при-
емник; 6 — компенсатор радиодевиации; 7 — низкочастотный генератор; 5 —балансный де-
тектор; 9 — сельсин-датчик; 10 — редуктор; 11 — мотор; 12 — магнитный усилитель;
13 — указатель курса
вигационных точек, в которых размещают приводные радиостан-
ции. Для определения местоположения используют также радиовещательные
станции, несущие частоты которых находятся в пределах рабочего диапазона
АРК.
Приводные радиостанции представляют собой вспомогательные наземные
передающие радиостанции, предназначенные для обеспечения навигации
с помощью радиокомпасов. Приводной радиостанцией пользуются и для связи
с самолетами.
На рис. 7.4 приведена упрощенная блок-схема приводной радиостанции,
которая состоит из двух комплектов одинаковых передатчиков. Вспомогательные
блоки обеспечивают получение сигналов для модуляции или манипуляции пере-
датчика, а также для управления его работой и автоматического перехода с ра-
ботающего передатчика при появлении в нем неисправности на резервный пе-
редатчик.
Для нормальной работы автоматического радиокомпаса напряженность
поля приводной радиостанции не должна быть менее 70 мкв/м.
Рис. 7.4. Упрощенная
блок-схема приводной
радиостанции:
1 — антенный переключа-
тель; 2 — выходные кас-
кады; 3 — согласующие ус-
тройства; 4 — промежуточ-
ные каскады; 5 — модулято-
ры; 6 — задающие генера-
торы; 7 — датчики позыв-
ных; 8 — генераторы низкой
частоты; 9 — устройства уп-
равления и контроля
255
Зона действия определяется частью пространства вокруг приводной
радиостанции, в пределах которого может быть получена полезная информация
(табл. 7.5).
Т"а б лица 7.5
Зона действия приводной радиостанции (радиус круга в км)
сигнал
-----=15 дб. Несущая частота сигнала
шум
300—400 кгц
над сушей при соотношении
Мощность на входе антенны к. п. д., % Радиус зоны действия, км
5— 15° с. —ю. широты 15 — 25° с . — ю. широты 25 — 35° с. —ю. широты 35° с. —ю. широты
днем НОЧЬЮ днем НОЧЬЮ днем ночью днем ио чью
5 кет 20 510 210 600 320 600 390 600 390
5 кет 10 470 180 600 300 600 390 600 390
1 кв 8 320 НО 450 170 600 280 600 390
500 вт 5 250 70 350 120 500 200 500 310
100 ет 3 150 25 220 50 330 100 330 180
50 вт 2 90 15 160 30 250 70 250 120
10 вт 1 40 10 70 10 130 25 130 50
Наземные радиопеленгаторы предназначены для пеленгования сигнала,
излучаемого бортовой радиостанцией. Наземные радиопеленгаторы в подав-
ляющем большинстве работают в диапазоне УКВ. При пеленговании определяют
азимут летательного аппарата.
В автоматическом УКВ радиопеленгаторе сигнал, амплитуда которого за-
висит от азимута самолета, формируют с помощью специальной системы, состоя-
щей из двух взаимно перпендикулярных Н-образных направленных антенн
и одной центральной ненаправленной антенны.
Направленные антенны ориентируют в направлениях север—юг и запад—
восток. Блок-схема автоматического УКВ радиопеленгатора показана
на рис. 7.5, а основные характеристики приведены в табл. 7.6. Для измерения
азимута применяются электронно-лучевые трубки либо стрелочные индика-
торы.
Таблица 7.6
Основные характеристики автоматических УКВ радиопеленгаторов
Наименование характеристики Значение характеристики
Дальность действия При высоте полета 1000 м— 80 км » » » 3000 м—150 км
Точность Диапазон частот Рабочий сектор пеленгования ±2° 100—150 Мгц 360°
Всенаправленные радиомаяки совместно с бортовыми приемными устройст-
вами обеспечивают автоматическое определение азимута летательного аппарата.
Всенаправленные радиомаяки входят в системы ближней навигации. Радио-
системы ближней навигации представляют собой комплекс наземной и бортовой
аппаратуры, составляющей два канала — угломерный и дальномерный.
Для определения азимута используют временной и фазовый методы.
256
Рис. 7.5. Блок-схема автоматического УКВ радиопеленгатора:
/ — антенная система, ориентированная по сторонам света; 2 — ненаправленная антенна; 3 —
смеситель; 4 — антенный усилитель; 5 —• приемник; 6 — фильтр f\; 7 — генератор низкой ча-
стоты 8 — фазовращатель; 9 — фазовый детектор сигнала с частотой fr, 10 — генератор
низкой частоты ft, 11 — фазовый детектор сигнала с частотой f2; /2 — фильтр f2; /5 —кас-
кады формирования пилообразного напряжения; 14 — индикатор пеленга с электронно-лу-
чевой трубкой
Временной метод определения азимута. Упрощен-
ная схема угломерного канала, реализующая временной метод определения
азимута, представлена на рис. 7.6, а. Временные диаграммы сигналов на выходе
самолетного приемника этой схемы показаны на рис. 7.6, б.
Аппаратура наземного радиомаяка состоит из двух передатчиков, питаю-
щих остронаправленную и ненаправленную антенны. Направленная антенна
излучает немодулированные колебания и вращается с большой скоростью. Не-
направленная антенна излучает две серии опорных импульсов. Датчики опор-
ных импульсов жестко связаны с приводом направленной антенны и установлены
Рис. 7.6. Упрощенная схема угломер-
ного канала:
1 — остроиаправленная антенна; 2 — йена-
правлениям антенна; 3 — передатчик ази-
мутального канала; 4 — датчик опорных
импульсов; 5 — передатчик опорных им-
пульсов; 6 — импульс, формируемый
в приемнике в момент совпадения опорных
импульсов; 7 —• принимаемый азимуталь-
ный сигнал
9 Зак. 223
257
таким образом, чтобы в момент совмещения оси симметрии диаграммы направ-
ленности вращающейся антенны с северным направлением меридиана проис-
ходило совпадение одного из импульсов одной серии с одним из импульсов дру-
гой серии. Это совпадение называют северным совпадением
и используют в качестве сигнала начала отсчета времени при измерении азимута.
Вращающаяся антенна имеет двухлепестковую диаграмму направленности,
поэтому азимутальный сигнал на выходе бортового приемника имеет форму двой-
ного колокола с острым минимумом («провалом»). Время между северным сов-
падением и «провалом» пропорционально азимутальному углу летательного ап-
парата. Это время автоматически измеряется и фиксируется стрелочным прибо-
ром в виде азимута
Основные характеристики импульсного всенаправленного радиомаяка при-
ведены в табл. 7.7
Таблица 7.7
Основные характеристики импульсных всенаправленных
радиомаяков типа РСБН
Наименование характеристики Значение характеристики
Дальность действия Точность Диапазон частот Число каналов Пропускная способность Не менее 360 км; при высоте полета 10 000 0,25° Дециметровый Не менее 126 Не ограничена
Фазовый метод определения азимута. Упрощенная
блок-схема угломерного канала, использующая фазовый метод определения
азимута, приведена на рис. 7.7. Принцип действия маяка основан на формиро-
вании сигнала, фаза которого зависит от азимута точки приема с и г?н а л а
переменной фазы. Радиомаяк излучает также опорный сиг-
нал, который не зависит от углового положения точки приема.
Г7/ ।
। сд-си-пз ]
!
| I 'е Р I 11
1_________J I
Рис. 7.7. Диаграммы направленности скрещенных диполей в горизонтальной пло-
скости (б) и упрощенные блок-схемы:
а — фазового всенаправленного радиомаяка;
/ — генератор высокой частоты; 2 — тракт опорного сигнала; 3 — тракт сигнала опознава-
ния; 4 — электрический гониометр; 5 — передатчик опорного сигнала; 6 — модулятор; 7 —
тракт телефонного канала; 8— направленная аитеина в виде скрещенных диполей; 9— не-
направленная антенна
в — упрощенная блок-схема приемника фазового радиомаяка:
1 — антенна; 2— высокочастотый тракт и детектор приемника; 3 — фильтр телефонного кана-
ла; 4 — фильтр поднесущей канала опорного сигнала; 5 — фильтр сигнала переменной фазы;
6— усилитель; 7 — выходные устройства телефонного канала; 8— частотный детектор; 9 —
фазовый детектор; 10 — измеритель азимутд
25$
Опорный сигнал (напряжение с частотой 30 гц) модулирует по частоте нап-
ряжение поднесущей частоты, которое модулирует по амплитуде напряжение
несущей частоты. Опорный сигнал излучает ненаправленная антенна маяка.
Сигнал переменной фазы образуется в результате пространственной модуля-
ции при вращении направленной антенны либо с помощью гониометра также
с частотой 30 гц. При этом вокруг радиомаяка образуется амплитудно-модули-
рованное поле, фаза огибающей которого однозначно связана с азимутальным
углом точки приема.
Основные характеристики фазового всенаправленного радиомаяка приве-
дены в табл. 7.8.
Т а б л и ц а 7.8
Основные характеристики фазовых всенаправленных
радиомаяков типа VOR
Наименование характеристики Значение характеристики
Дальность действия Точность Частотный диапазон Стабильность несущей частоты Стабильность поднесущей частоты и сигнала Мощность передатчика Глубина модуляции поднесущей 9960 гц сигналом с частотой 30 гц Телефонная связь: ширина полосы неравномерность частотной харак- теристики пиковая глубина модуляции Опознавание До 360 км, но не менее 185 км, при углах места до 40° ±2° 112 —117,95Мгц ±0,005% ±1% До 200 вт 16±1% 300—3000 гц 3 дб Не более 30% Кодом Морзе через каждые 30 сек со скоростью 7 слов в минуту. Глубина модуляции сигналом опознавания не более 10%
2. Радиодальномеры
Радиодальномеры предназначены для измерения линейных координат
летательного аппарата: наклонной дальности и высоты.
Функционирование дальномера основано на измерении промежутка време-
ни между излучаемым и принимаемым сигналами или параметров сигнала,
связанных с этим промежутком времени.
Принимаемый сигнал является либо рентранслируемым сигналом приемо-
передающим устройством, называемым ответчиком (дальномеры с от-
ветчиком), либо отраженным от земной поверхности (высотомеры).
Принцип работы радиодальномеров и радиовысотомеров определяется па-
раметрами сигналов, несущих информацию о дальности. Наиболее широко при-
меняются импульсные дальномеры с ответчиком и час-
тотные высотомеры.
Импульсные радиодальномеры с ответчиком. Уп-
рощенная блок-схема дальномера с ответчиком приведена на рис. 7.8, а
характеристики — в табл. 7.9. Дальность на самолете определяют путем из-
мерения времени распространения запросного сигнала с самолета до назем-
ного ответчика (ретранслятора) и от ответчика до самолета. В дальномерном
канале используют импульсный метод.
9*
259
Расстояние между самолетным Запросчиком и ответчиком определяется вы-
ражением
где tD — время прохождения сигнала от передатчика запросчика до прием-
ника ответчика и от передатчика ответчика до приемника запросчика;
с — скорость радиоволн.
Частотные радиовысотомеры. На рис. 7.9 приведена блок-
схема частотного высотомера, а в табл 7.10—его основные характеристики.
В передающем тракте высотомера формируются, а передающей антенной излу-
чаются частотно-модулированные колебания, которые, отражаясь от земной по-
верхности, принимаются приемной антенной. В смесительное устройство посту-
пают излучаемые и принимаемые сигналы. Частота принимаемого сигнала от-
личается от частоты излучаемого сигнала, так как принимаемый сигнал запазды-
вает на время
2й
с ’
где h — высота антенны высотомера относительно отражающей поверхности;
с — скорость света.
Таблица 7.9
Основные характеристики дальномеров типа ДМЕ
Наименование характеристики Значение характеристики
Дальность действия До 360 км при высоте запросчика 10 000 м
Точность ± 1 км или 3% измеряемого расстояния (принимается большая из этих величин)
Частотный диапазон 960—1215 Мгц. Разность между канала- ми для запроса и ответа 1 Мгц
Стабильность частоты Пропускная способность Длительность импульса ±0,002% 100 самолетов 3,5±0,5 мксек. Время нарастания и вре- мя спада 2,5 мксек, но не более 3 мксек
Кодирование Фиксированными временными промежут- ками между парными импульсами
Опознавание Кодом Морзе через каждые 30 сек со скоростью 7 слов в минуту
Разностно-дальномерные (гиперболические) си-
стемы используются для определения местоположения самолетов.
В трех точках Л, Б, В (рис. 7.10) установлены радиостанции, излучающие
с определенными промежутками радиоимпульсы (импульсные раз-
ностно-дальномерные систем ы), либо непрерывные колебания
Рис. 7.8. Упрощенная блок-схема
дальномера с ответчиком:
I — хронизатор; 2 — передатчик; 3 — ан-
тенна передатчика запросчика; 4 — изме-
ритель дальности; 5 — приемник; 6 — ан-
тенна приемника запросчика; 7 — антен-
на приемника ответчика; 8 — приемник
ответчика; 9 — антенна передатчика ответ-
чика; 10 передатчик ответчика
260
Рис. 7.10. Расположение стан-
ций и гиперболическая сетка
разностпода льномерной систе-
мы
Рис. 7.9. Блок-схема частотного
высотомера:
1 — генератор низкой частоты; 2 —
частотный модулятор; 3 — передат-
чик; 4 — передающая антенна; 5 —
приемная антенна; 6 — смеситель-
ное устройство; 7 — усилитель-пре-
образователь; 8 — измеритель вы-
соты
(фазовые разностно-дальномерные системы). В раз-
ностно-дальномерной системе станция А (ведущая станция) син-
хронизирует работу станций ВиВ (ведомые станции).
Таблица 7.10
Основные характеристики частотных радиовысотомеров
Наименование характеристики Значение характеристики
Диапазон измеряемых высот
Точность
До 1500 м
Ошибка при измерении высоты:
до 10 м — не более 1 м, от 10 и выше—не
более 10% измеряемой высоты
Ведущая станция с каждой ведомой представляет пару станций, которую
называют базовой.
Гипербола базы — это геометрическое место точек в пространст-
ве, где одинакова разность времени прихода сигнала от ведомой и ведущей
станции.
Приемное устройство на самолете измеряет разность времени или разность
фаз прихода сигналов от ведущей и каждой ведомой станции.
Разность времени t-p или разность фаз <рр приема сигналов от станций А
и Б определяет одну гиперболу АБ. Разность времени приема или разность фаз
сигналов от станций А и В определяет вторую гиперболу. Точка пересе-
чения гипербол М — местонахождение самолета.
Фазовая разностно-дальномерная система работает по принципу измерения
разности фаз сигналов, принимаемых от ведущей и ведомой станций в бортовом
приемном устройстве.
261
Ведомая станция ретранслирует колебания ведущей станции, изменяя
их частоту, для того чтобы излучаемый сигнал ведомой станции не мешал приему
сигнала ведущей станции.
Разность времени и разность фаз в дальномерных системах определяются
по формулам:
tp=----------+ const;
Фр= ------------+ const.
К — коэффициент, зависящий от частоты, на которой в приемном устройстве
измеряется сдвиг фаз сигналов, принимаемых от ведущей и ведомой стан-
ций;
const' — постоянное слагаемое, определяющее временную задержку в аппа-
ратуре.
В табл. 7.11 приведены основные характеристики импульсной, а в табл.
7.12 — фазовой разностно-дальномерных систем.
Таблица 7.11
Основные характеристики импульсной разностно-дальномерной
системы LORAN-A
Наименование характеристики Значение характеристики
Дальность действия Точность Не менее 1000 км В пределах 80% зоны действия линия поло-
Характеристики импульса жения определяется с точностью ±3 км Время нарастания 21 ±1 мксек. Длительность импульса 40±1 мксек
Частотные каналы Канал 1 — 1950 кгц » 2—1850 » » 3—1800 »
Период повторения импуль- сов для опознавания Интервал в пределах 29 300—50 000 мксек. Выбранный интервал должен выдерживаться
Время задержки импульса ведомой станции с точностью 0,01 мксек Время, соответствующее прохождению вол- ны от ведущей станции к ведомой, плюс поло- вина периода повторения импульсов, плюс кодовая задержка (1000 мксек)
Таблица 7.12
Основные характеристики
фазовой разностно-дальномерной системы
Наименование характеристики
Значение характеристики
Дальность действия
Точность определения места
летательного аппарата
Диапазон частот
Мощность передатчиков
станций
До 12 000 км
В зависимости от типа систем и дальности
действия от 0,2 км до 3,6 км на границе зоны
действия
От 10 до 14 кгц
10 кет.
262
§ 4. РАДИОЛОКАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Радиолокационное оборудование, предназначенное для измерения коорди-
нат и параметров движения целей, использует принцип отражения, переизлу-
чения электромагнитных волн от поверхности целей или излучения ответных
сигналов. ,
Определение расстояния D до цели основано на измерении времени между
излучаемым сигналом и принимаемым отраженным или ретранслированным
сигналом
2D
tD = -- ,
С
отсюда D = .
При этом предполагается, что электромагнитные волны распространяются пря-
молинейно и с постоянной скоростью а
В зависимости от спектра излучаемого сигнала и способа измерения интер-
вала времени различают следующие радиолокационные методы работы РЛС:
импульсный; частотный; фазовый; частотно-импуль-
сный.
Для определения расстояния наиболее распространен импульсный метод.
Упрощенная блок-схема импульсной РЛС показана на рис. 7.11.
Хронизатор вырабатывает импульсы, синхронизирующие импульсы, из-
лучаемые антенной, и начало развертки индикаторного устройства. Антенна
коммутируется с помощью переключателя «Прием-Передача». На время излу-
чения импульса антенна подключена к выходу передатчика. На период между
излучаемыми импульсами антенна подключена к приемнику. Принятый отражен-
ный импульс усиливается в приемнике, преобразуется и воспроизводится на эк-
ране индикаторного устройства в виде яркостной отметки, координаты которой
соответствуют координатам цели.
Наземные радиолокационные станции (РЛС) предназначены для получе-
ния информации о координатах летательного аппарата, режиме его полета, о ме-
теорологической обстановке и для обзора летного поля.
Наземные РЛС по целевому назначению разделяются на:
обзорные — для управления воздушным движением (УВД) за преде-
лами аэродромной зоны;
обзорно-диспетчерские — для контроля воздушного дви-
жения в зоне аэропорта (аэродрома);
посадочные — для контроля выдерживания курса и глиссады самоле-
тами при заходе на посадку.
Бортовые РЛС используются для обзора земной поверхности, наведения,
определения путевой скорости и угла сноса и получения метеоинформации.
Обзорные РЛС для УВД за пределами аэродромной зоны имеют:
большую дальность действия (до 400 км) и высотность (20 000 м) при боль-
шой вероятности обнаружения (до 90%). Эти качества достигаются путем повы-
шения мощности передатчиков, чувствительности приемников, использования
оптимального диапазона волн, двух и трехчастных режимов работы, специальных
Рис. 7.11. Блок-схема импульсной РЛС:
1 — хронизатор; 2 — передатчик; 3 — комму-
татор «Прием — Передача»; 4 — антенна; 5 —
Приемник; 6 — индикаторное устройство
263
форм отражающей поверхности антенн, увеличения размеров и коэффициентов
усиления антенн;
высокую точность определения координат цели и разре-
шающую способность путем использования узконаправленных
антенн и малой длительности зондирующего импульса;
высокую помехозащищенность благодаря эффективным
системам’ селекции движущихся целей, выделения сигнала и ослабления ме-
теорологических помех.
Основные характеристики обзорных РЛС приведены в табл. 7.13.
Таблица 7.13
Основные характеристики обзорных РЛС для УВД
за пределами аэродромной зоны
Наименование характеристики Значение характеристики Наименование характеристики Значение характеристики
Дальность действия 250—400 км Точность:
Высота обнаруже- ния 20 км по дальности » азимуту 800—2000 м 1—3°
Вероятность обна- ружения 0,7—0,9 Разрешающая спо- собность:
Темп обзора Диаграмма обзора в вертикальной пло- 5—10 об/мин по дальности » азимуту Диапазон волн 800—2000 м 1—3° 10—50 см
скости: верхний угол 35—45° Мощность в им- пульсе 0,5—3,5 мет.
нижний » 0,3—0,5° Длительность им- пульса Частота повторения 2—4 мксек 350—2000 гц
Обзорно-диспетчерские РЛС, обеспечивающие наблюдение в пределах
аэродромной зоны, имеют:
зону обнаружения, перекрывающую объем аэродромной зоны;
высокую ? точность и разрешающую способность;
эффективную систему селекции движущихся целей;
большую надежность работы благодаря резервированию
основного оборудования.
Основные характеристики обзорно-диспетчерских РЛС приведены в
табл. 7.14.
Т а б л иц а 7.14
Основные характеристики обзорно-диспетчерских РЛС
Наименование характеристики Значение характеристики
Зона действия: дальность при высоте полета 3000 м минимальный угол в вертикальной плоскости максимальный угол в вертикальной плоскости Точность: по дальности » азимуту Не менее 46 км 0,3—0,5° 30—45° Ошибка не более 3% расстояния, но не менее 150 м Ошибка не более ±2°
264
Продолжение
Наименование характеристики Значение характеристики
Разрешающая способность: по дальности » азимуту Скорость вращения антенны Диапазон волн Мощность в импульсе Длительность импульса Частота повторения Не более 1% расстояния, но не менее 250 м Не более 4° » менее 15 об/мин 10 — 50 см 50—200 кет 0,5—4 мксек 1000—2000 гц
Посадочные РЛС обеспечивают непрерывные измерения координат самоле-
та относительно оси ВПП в горизонтальной плоскости (канал курса)
и в вертикальной плоскости (канал глиссады).
Посадочные РЛС используются для управления режимом захода самолета
на посадку путем передачи на борт команд либо для контроля за положением
самолета, выполняющего заход на посадку по радиомаячной системе. Посадоч-
ные РЛС обеспечивают обзор пространства в секторах: 7° в вертикальной плос-
кости (рис. 7.12, а) и 20° в горизонтальной плоскости (рис. 7.12, б).
Высокая точность и разрешающая способность достигается остронаправлен-
ными антеннами, которые излучают импульсы электромагнитных , колебаний
с длиной'волны 3 см, длительностью 0,5 мксек.
Сектор обзора обеспечивается непрерывным'качанием лучей (рис. 7.12, а, б):
к у р с о в о й/а нтенны в секторе 20° в горизонтальной плоскости;
г л и с с а дн о"й а н т е н н'ы в секторе 7° в вертикальной плоскости,
а также поворотом антенн.
Основные характеристики посадочных РЛС приведены в табл. 7.15.
РЛС с ответчиком. В активном режиме наземная РЛС с ответчиком работает
как запросчик. Самолетный ответчик принимает сигнал и в кодированном виде
на другой частоте излучает ответный сигнал. Координаты цели определяются
так же, как и в пассивном режиме РЛС.
Рис. 7.12. Зоны обзора в вертикальной (а) и горизонтальной (б) плоскостях и
блок-схема посадочной РЛС (б):
/—курсовая антенна; 2 — блок синхронизации качания луча курсовой антенны и индика-
тора; 3 — коммутатор антенн «Курс — Глиссада»; 4—антенный переключатель «Прием-
Передача»; 5 — приемник и преобразователь сигналов; 6 — глиссадная аитеииа; 7 — блок
синхронизации качания луча глиссадной антенны и индикатора; 8 — передатчик; 9— хрониза-
тор; 10 — индикатор глиссады; 11 — индикатор курса
265
Основные характеристики посадочных РЛС
Таблица 7.15
Наименование характеристики Значение характеристики
Зоны действия:
по дальности » азимуту в углу места Точность: Не менее 17 км 20° 7°
по курсу Ошибка в определении отклонения самолета от линии курса не более 0,6% расстояния до радио- локатора плюс 10% фактического линейного от- клонения от линии курса, но не менее 9 м
» глиссаде Ошибка в определении отклонения вверх или вниз от заданной траектории снижения не более 0,4% расстояния до радиолокатора плюс 10% фактического линейного отклонения от заданной траектории, но не менее 6 м
« дальности Ошибка в определении дальности от точки рас- четного приземления не более 30 м плюс 3% расстояния до самолета
Использование наземной РЛС совместно с самолетным ответчиком дает
возможность надежно обнаруживать цели на пределе видимости независимо
от отражающей поверхности цели, исключить помехи от местных объектов и ме-
теофакторов.
В ответном сигнале в закодированном виде содержится информация о номере
самолета, высоте полета, остатке топлива и другие данные.
Основные .характеристики РЛС с ответчиком приведены в табл. 7.16.
Т а б ли ц а 7.16
Основные характеристики РЛС с ответчиком
Наименование характеристики Значение характеристики Наименование характеристики Значение характеристики
Дальность действия Точность: До 450 км при высоте полета 20 км Интервал между первым запросным им- пульсом и импульсом подавления 2,0±0,15 мксек
по дальности » азимуту Разрешающая спо- собность: по дальности 500—2000 м 2—3° 500—2000 м Интервал между двумя импульсами от- ветного сигнала Длительность от- ветного импульса 20,3 мксек 0,45±0,1 мксек
» азимуту Средняя частота сигналов: 2—3° Кодирование рас- стоянием между им- пульсами при кодах: Двухимпульс- иое:
запроса и подав- ления 1030±0,2 Мгц А В 8±2 мксек 17±2 »
ответа 1090±3 » С 21±2 »
Длительность за-‘ просного импульса 0,8±0,1 мксек Д 25±2 »
266
Бортовые обзорные РЛС. Бортовые обзорные РЛС предназначены для ори-
ентации экипажа путем обнаружения и определения координат наземных объек-
тов, целей и метеообразований.
Бортовые обзорные РЛС работают в сантиметровом диапазоне волн в им-
пульсном режиме. Их основные характеристики приведены в табл. 7.17.
Таблица 7.17
Основные характеристики бортовых обзорных РЛС
Наименование характеристики Значение характеристики
Дальность действия Угол азимутального обзора Ширина диаграммы направленности в горизонтальной плоскости Мощность в импульсе Диапазон волн Длительность импульса Частота повторения 300 км ±90° относительно продольной оси самолета 1—6° 10—75 кет. 3 см 2 — 4 мксек 200—400 гц
Радиолокационные измерители скорости и угла сноса (ДИСС). Принцип
измерения скорости и угла сноса летательного аппарата основан на эффекте
Допплера.
Допплеровский сдвиг частоты Fa пропорционален удвоенному значению
составляющей скорости летательного аппарата в направлении распространения
электромагнитной энергии Уд и обратно пропорционален длине волны X
(рис. 7.13, а):
2УД
F*~ X ’
Вектор путевой скорости летательного аппарата Уп за счет сноса не совпа-
дает с вектором воздушной скорости и составляет с ним угол сноса УС.
Рис. 7.13. Векторная диаграмма (а) и упрощенная блок-схема допплеровского
измерителя путевой скорости и угла сноса (б):
7— приемная антенна; 2 — смесительное устройство; 3 — усилитель; 4 — измеритель часто-
ты; 5 — передающая антенна; 6 — передатчик; 7 — вычислительное устройство; 8— приборы
путевой скорости и угла сноса
2&7
Основные характеристики ДИСС
Таблица 7.18
Наименование характеристики Значение характеристики
Измеряемый параметр Диапазон измерений: Путевая скорость, угол сноса, прой- денный путь
путевой скорости 100—2 800 км/ч
угла сноса От ±15 до ±40°
Точность измерений Ошибки измерений:
Предельные режимы полета: путевой скорости 0,3—0,5% угла сноса_0,25—0,5°
высота 10—3 000 м
крен ±30°
тангаж ±30°
Количество лучей 2—4
Частотный диапазон 8 800—13 325
Излучаемая мощность 0,1—20 вт
Режим излучения Непрерывной, квазинепрерывный, им- пульсный
Антенна ДИСС повернута на угол <р от продольной оси самолета в горизон-
тальной плоскости и на угол Р в вертикальной плоскости. Из векторных диаг-
рамм (рис. 13, а):
Уд — Кп cos р *,
cos т] = cos а cos р,
где
а = ф—УС,
тогда
Ид= Уп cos Р cos (ф—УС).
Антенны ДИСС, как правило, имеют от двух до четырех лучей (табл. 7.18).
Лучи направлены вправо и влево от продольной оси летательного аппарата,
вперед и назад. На выходе приемников ДИСС путем сравнения допплеровских
частот вычисляется путевая скорость и угол сноса (рис. 7.13, б).
§ 5. СРЕДСТВА РАДИОСВЯЗИ
В зависимости от места установки радиооборудование средств связи делится
на бортовое и наземное.
Бортовое оборудование должно надежно работать в условиях
больших вибраций, ускорений, широкого диапазона изменения давления и тем-
пературы, иметь малые габариты и вес.
Рис. 7.14. Упрощенная
блок-схема связной ра-
диостанции:
/ — возбудитель; 2 — про-
межуточные каскады; 3 —
усилитель мощности; 4 —
элементы согласования с ан-
тенной; 5 — коммутирующее
устройство «Прием — Пере-
дача»; 6 — антенна; 7 —
система перестройки ча-
стоты; 8 — модулятор; 9 —
тракт усиления и преобра-
зования принимаемых сигна-
лов
268
К наземному оборудованию предъявляются менее жесткие
требования в отношении механической прочности, весовых, габаритных и энерге-
тических показателей при высокой надежности работы.
Авиационные бортовые и наземные средства радиосвязи работают в следую-
щих диапазонах волн:
средние волны 1000 — 100 м, т. е. 3 • 10-1 — 3 Мгц;
короткие волны 100 — 10 м, т. е. 3 — 3 • 10 Мгц;
метровые волны 10 — 1 м, т. е. 3 • 10 — 3 • 102 Мгц;
дециметровые волны 1 — 0,1 м, т. е. 3 • 102 — 3 • 103 Мгц.
Упрощенная блок-схема связной радиостанции приведена на рис. 7.14, а до-
пуски на нормы основных параметров помещены в табл. 7.19.
Таблица 7.19
Допуски на нормы основных параметров связного оборудования
Наименование параметра Норма Примечание
Мощность передатчика Стабильность частоты наземных и самолетных ра- диостанций в диапазонах: до 100 Мгц Допускается уменьше- ние номинальной мощно- сти не более чем на 20% 200—500 миллионных В зависимости от диа-
100—400 Мгц Средняя мощность побоч- ного излучения Коэффициент нелинейных искажений Частотная характеристика долей частоты сигнала 20—50 миллионных долей'частоты сигнала —404-— 60 дб Не более 10% Отклонение не более пазона и мощности То же в В полосе частот, ука-
Искажение формы сигна- ла при амплитудной моду- ляции Чувствительность прием- ника Полоса пропускания на уровне 0,5 Сопротивление заземления чем в 1,4 раза относи- тельно уровня при 1000 гц Не болееЧ5% Допускается ухудше- ние номинальной чувстви- тельности ’на 20% Допусается отклонение от номинального значе- ния на ±10% 0,3—3 ом занной в паспорте В зависимости от мощ-
для средневолновых антенн ности и длины волны
Дальность связи на УКВ ограничивается прямой видимостью и с учетом
рефракции определяется выражением
^пред — 4,12 (У^ч + км.
где 7?Пред — предельная дальность связи; /4 — высота передающей антенны;
h2 — высота приемной антенны в метрах.
Эффективным средством повышения дальности УКВ связи на линии «зем-
ля— борт» является максимальный подъем антенны наземной радиостанции.
Высота подъема наземной антенны ограничена конструкцией мачты, тактиче-
скими соображениями, а также потерями в фидере.
Основные характеристики УКВ радиостанций приведены в табл. 7.20.
269
Т а б л и ц а 7.20
Основные характеристики УКВ радиостанций
Наименование характеристики Значение характеристики Наименование характеристики , Значение характеристики
Мощность передат- чика Диапазон частот 0,005—1 кет 100—150 Мгц Полоса пропуска- ния приемника: на уровне 0,5 24—60 кгц
Разнос частот меж- 25—100 кгц » » 0,01 80—200 кгц
ду соседними кана- лами Количество фикси- 180—1040 Ослабление сигна- лов: промежуточной 58—80 дб
рованных волн Нестабильность ча- 35—10-6 частоты по зеркальному 58—80 »
стоты Мощность паразит- 25 мквт каналу комбинационных 58—100 »
пых излучений Чувствительность 1—10 мкв частот Неравномерность 6 дб
приемника в нормаль- ных условиях при ча- стоте модуляции 1000 гц и глубине мо- дуляции 30% частотной характери- стики в диапазоне 300—3000 24 Время перестройки Коэффициент -нели- нейных искажений 4—12 сек 10%
§ 6. ТЕХНИЧЕСКАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ РАДИОСРЕДСТВ
ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОЛЕТОВ
1. Эксплуатационные показатели
Надежность объекта определяется количеством часов исправной работы на
одну техническую остановку и продолжительностью перерывов в работе, вызван-
ных техническими остановками.
Технической остановкой объекта считается перерыв в его работе, вызван-
ный неисправностью оборудования, нарушением электропитания и другими при-
чинами. Продолжительность перерывов в работе, вызванных техническими оста-
новками, определяется суммарным временем перерывов за отчетный период по
каждому объекту в отдельности.
При этом время перерыва в работе по каждой технической остановке считает-
ся от момента возникновения технической остановки до момента устранения ее.
Надежность действия связи определяется количеством случаев наруше-
ния или потери связи в результате отказов в работе оборудования, а также сред-
ней продолжительностью нарушения или потери связи.
Экономичность эксплуатации объектов определяется в результате сопостав-
ления стоимости израсходованных за данный период материалов, запчастей,
электроэнергии, зарплаты и других эксплуатационных расходов с установлен-
ными нормами эксплуатационных расходов. Показатель экономичности рассчи-
тывается за отчетный период как разница (в рублях) между запланированными
и фактическими эксплуатационными расходами.
Систематическое совершенствование форм технического обслуживания
и уточнения объема и содержания регламентных работ в зависимости от их влия-
ния на достигаемый уровень надежности работы является одним из основных
источников повышения производительности труда технического состава и сни-
жения на этой основе эксплуатационных расходов.
2. Организация технической эксплуатации средств
радиообеспечения полетов
Основные цели организации технической эксплуатации следующие;
содержание оборудования в исправном состоянии;
270
профилактические меры для предупреждения отказов в работе;
максимальное использование ресурсов оборудования до очередного капи-
тального ремонта;
учет данных о работе и режиме аппаратуры для статистического анализа,
выявления и устранения дефектов и совершенствования оборудования.
Плановое техническое обслуживание объекта имеет
целью поддержание действующего и резервного оборудования в исправном
состоянии, предупреждение отказов в работе и отклонений технических пара-
метров от установленных норм, недопущение технических остановок и аварий,
а также максимальное использование ресурсов оборудования (наработку в ча-
сах) до капитального ремонта и списания.
Целью технического обслуживания (профилактических мер) являются:
а) предотвращение постепенных отказов;
б) предотвращение разрегулировочных отказов;
в) предотвращение приработочных; отказов элементов запасных узлов;
г) частичное предотвращение внезапных отказов.
Для обеспечения безотказного действия радиосредств используется регла-
ментно-календарная система профилактических мероприятий, позволяющих
учесть все основные факторы, влияющие на надежность функционирования
радиосредств.
Профилактические меры предусматривают ежедневные, пред-
полетные и плановые работы по измерению режима аппаратуры и ее ремонту.
Перечень работ и их технология указываются в картах профилакти-
ческого осмотра и регламентах технического
обслуживания.
Ежедневное и предполетное техническое обслу-
живание предусматривает контроль технических параметров оборудования
по панельным приборам с помощью имитаторов, устранение неисправностей,
поддержание чистоты и порядка, заполнение установленных форм эксплуатацион-
но-технической документации.
Периодичность, объем и технология плановых регламентных работ опреде-
ляются необходимостью поддержания оборудования в состоянии полной готов-
ности к действию и обеспечения безотказной работы.
Техническое обслуживание должно выполняться с использованием необхо-
димых приборов, приспособлений и инструмента.
Обслуживание оборудования должен выполнять специально подготовлен-
ный для этого инженерно-технический состав, знающий конструкцию и особен-
ности эксплуатации оборудования.
3. Эксплуатационно-техническая документация
Эксплуатационно-техническая документация ве-
дется для учета данных о работе и состоянии оборудования. Эти данные необхо-
димы для анализа и принятия мер по обеспечению безотказной работы оборудо-
вания путем своевременного проведения регламентных и ремонтных работ и пра-
вильного регулирования выработки ресурсов.
Эксплуатационно-техническая документация ведется в виде журналов и фор-
муляров на аппаратуру, где фиксируется:
количество часов работы;
отказы, нарушения работы, их причины и продолжительность;
режим аппаратуры и ее параметры;
профилактический осмотр и ремонт;
замечания, указания и распоряжения.
Учет показателя надежности оборудования ведется по каждому комплекту
оборудования (основному и резервному), установленному на данном объекте. На-
работка данного комплекта оборудования на один отказ является основным по-
казателем, характеризующим качество технического обслуживания. Чем выше
этот показатель, тем выше надежность объекта в целом. Задачей инженерно-
технического персонала является повышение наработки на один отказ.
271
РАЗДЕЛ ВОСЬМОЙ
Техническое обслуживание
и ремонтные операции
§ 1. ВИДЫ И ОБЪЕМ ТЕХОБСЛУЖИВАНИЯ.
ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ И ПРИРАБОТКА ДЕТАЛЕЙ
1. Виды и объем технического обслуживания авиационной техники
Техническое обслуживание авиатехники включает в себя выполнение регла-
ментных работ, устранение выявленных отказов и неисправностей, заправку
ГСМ, рабочими жидкостями и газами, текущий ремонт, уход при хранении
авиатехники и оформление технической документации.
Летательный аппарат считается подготовленным к полету только после того,
как:
имеет достаточный ресурс планера, двигателей и оборудования для выполне-
ния предстоящего полета;
выполнены установленные регламентные работы и он полностью укомплек-
тован;
устранены выявленные в полете отказы, а также обнаруженные при дефек
тации и техническом обслуживании неисправности;
произведена заправка топливом, маслом, рабочими жидкостями и газами;
он осмотрен лицом инженерно-технического состава и признан исправным;
проверен и принят летным экипажем; оформлена в установленном порядке тех-
ническая документация.
Техническое обслуживание авиатехники производится по регламентам в оп-
ределенной последовательности, которая предусматривается техническими ука-
заниями.
Регламент технического обслуживания — документ, определяющий объем
и периодичность работ, выполняемых при техобслуживании планера, силовых
установок и специального оборудования.
В период эксплуатационных испытаний нового типа летательного аппарата
разрабатывается временный регламент техобслуживания, основанный на оценке
критериев надежности авиатехники по материалам государственных, заводских
и эксплуатационных испытаний.
Дальнейшая переработка и совершенствование временного регламента"осу-
ществляется специалистами ПАС, научной организацией и техническими кон-
структорскими бюро (ТКБ) ведущих авиационно-технических баз (АТБ) путем
изучения и обобщения опыта более длительной эксплуатации авиатехники. При
этом корректируется периодичность выполнения отдельных работ, вносятся до-
полнительные операции и исключаются работы, необходимость которых не под-
твердилась практикой. Проводятся научно-исследовательские работы и ускорен-
ные испытания (если вызывается необходимостью) и другие мероприятия.
Технологические указания по выполнению регламентных работ — документ,
определяющий последовательность, способы, техусловия и трудовые затраты
на выполнениеи приемку работ и отдельных операций. В них излагаются порядок
272
выполнения работ, проверки и регулировки систем и агрегатов, способы обнару-
жения и устранения неисправностей; приводятся эскизы узлов и деталей с ука-
занием места возможных неисправностей, регулировочные данные, применяемый
инструмент, оборудование и материалы, содержатся инструкции по выполнению
некоторых ремонтных работ и другие указания технологического характера.
Эти документы разрабатываются 'ГКБ ведущих АТБ и ГосНИИ ГА.
К оперативным видам технического обслуживания относятся послеполет-
ное и предполетное техобслуживание, а также техобслуживание при кратковре-
менной стоянке, включающие осмотр, обслуживание и обеспечение вылета
и стоянки авиационной техники. Все эти работы обеспечиваются в течение 12 ч.
Послеполетное техобслуживание производится в базо-
вом аэропорту сразу же после завершения рейса, если не требуется выполнения
более сложного обслуживания (периодического или профилактического), а так-
же в конечном аэропорту, если время полета от базового аэропорта составило
более 10 ч или было несколько посадок в промежуточных аэропортах (в зависи-
мости от типа авиационной техники).
При выполнении учебно-тренировочных полетов послеполетное техобслужи-
вание производится после их окончания. Для летательных аппаратов с ГТД, вы-
полняющих только короткие рейсы продолжительностью до 2—3 ч, оно проводит-
ся в базовом или конечном аэропорту при ночевке.
Предполетное техническое обслуживание выпол-
няется перед вылетом, если он производится через 12 ч и более после выполнения
любого вида оперативного техобслуживания, а также сразу после выполнения
периодического или профилактического обслуживания. При этом производят
предполетный осмотр, проверяют отклонение рулей, элеронов и их триммеров,
дозаправляют топливом, маслом, спепжидкостями и газами в соответствии с за-
данием на полет.
Техобслуживание при кратковременой стоянке
выполняется после каждой посадки летательного аппарата, если не требуется
более сложного вида обслуживания. При проведении учебно-тренировочных по-
летов оно производится через 2—3 ч налета летательного аппарата.
Выполнение работ по осмотру и обслуживанию производится в той же по-
следовательности, что и при послеполетном техобслуживании. Силовые установки
осматриваются без открытия капотов. Осмотр багажных помещений не преду-
сматривается, а в кабинах и туалетах производится только уборка.
Периодические формы технического обслуживания характеризуются зна-
чительно большей трудоемкостью выполняемых работ по сравнению с оператив-
ными видами и строго определенной периодичностью, в основу которой положено
число часов налета авиатехники. Для большинства летательных аппаратов с ГТД
регламентами предусматриваются следующие формы периодического техобслу-
живания:
форма № 1 — через каждые 50 ± 10 ч налета;
форма № 2 — через каждые 200 ± 10 ч налета;
форма № 3 — через каждые 1000 ino ч налета;
форма № 4 — профилактическое техобслуживание, которое выполняется
на ремонтных предприятиях или в крупных АТБ в сроки, установленные для
каждого типа летательного аппарата.
Для самолетов,, Ил-18 и некоторых других техобслуживание формы № 1
должно выполняться не реже 1 раза в месяц, формы Xs 2 — не реже 1 раза в три
месяца, а формы Xs 3 — не реже 1 раза в 15 месяцев. Для некоторых типов лета-
тельных аппаратов регламентами предусматривается периодичность, отличаю-
щаяся от указанной сроками выполнения работ и количеством форм обслужи-
вания.
2. Техническое обслуживание самолета
Задачами технического обслуживания являются:
подготовка самолета д полету;
устранение неисправностей, возникающих в результате полета;
уход за самолетом и его оборудованием;
273
Периодическая проверка исправйосДи конструкции, Двигателей и оборуДб-
вания в объеме, предусмотренном регламентом;
аэродромный ремонт;
заправка самолета топливом (горючим) и смазочными материалами, спец-
жидкостями и газами.
Демонтажно-монтажные операции. Большинство работ по замене двигателей,
агрегатов, съемных деталей конструкции и оборудования производится как при
капитальном ремонте, так и при техническом обслуживании. Поэтому капиталь-
ный ремонт самолета производят в том случае, если полностью использованы
возможности безотказной работы неразъемной и недоступной для осмотра части
конструкции.
Работоспособность неразъемной части конструкции у лучших образцов
самолетов сохраняется в течение 10—15 тыс. ч и имеется тенденция к увеличе-
нию этого срока. И
Повышение работоспособности изделий достигается:
обеспечением высокой эксплуатационной технологичности и доступности
к элементам неразъемной части конструкции; это позволяет производить их де-
фектацию и ремонт, а также работы по уходу при техническом обслуживании;
изготовлением быстро изнашивающихся узлов и деталей легкосъемными
с целью их замены;
рациональной группировкой агрегатов и оборудования в отсеках и внедре-
нием легких разъемов коммуникаций;
подбором жесткости и прочности сочленяющихся деталей с целью локали-
зации ударных нагрузок;
постоянным изучением характера износа и поломок и доработкой конструк-
ции с целью устранения или ограничения возможности их появления;
внедрением панельного крепления декоративной и утеплительной обшивок
кабин, а также применением легкомоющихся синтетических материалов;
эффективной защитой от коррозии узлов и деталей.
3. Технические условия ремонта планера самолета
Общие ТУ. Технические условия требуют, чтобы конструкция самолета
после его ремонта отвечала нормам летной годности, прочности и жесткости,
установленным для серийного самолета, а его конструктивная схема, летно-тех-
нические, весовые и центровочные данные были такими же, как и нового самоле-
та того же типа. Но так как в процессе ремонта в ряде случаев неизбежно уста-
новление дополнительных усиливающих элементов, допускается увеличение ве-
са отремонтированного самолета не более 1% (от фактического веса планера).
Увеличение веса, вызванное заменой целых агрегатов из числа серийных, в этот
допуск не включается.
Аэродинамические поверхности. Различают три класса аэродинамических
поверхностей:
первый клас с — с максимальной высотой неровностей меньше 5 мк
(зеркальная поверхность), не влияющих на положение точки перехода ламинар-
ного потока в турбулентный;
второй класс — с максимальной высотой неровностей 5—15 мк, при
этом с увеличением шероховатости область ламинарного обтекания сокращает-
ся, линия перехода к турбулентному течению смещается к носку, аэродинами-
ческое сопротивление значительно возрастает;
третий класс — с высотой неровностей более 15 мк, при этом практи-
чески весь пограничный слой на поверхности летательного аппарата турбули-
зирован.
Условие равнопрочности. Исходными величинами для расчета на равнопроч-
ность ремонтируемого каркаса планера являются:
предел прочности при растяжении для материала ремонтируемого элемен-
та (<тв в кГ!мм2)\
площадь поперечного сечения ремонтируемого элемента за вычетом площа-
ди отверстий под заклепки или болты (F в мм2).
274
На основании этих величин определяется усилие, способное разорвать ре-
монтируемый элемент,
Р = са F кГ.
Место ремонта удовлетворяет -условию равнопрочности, если разрушающее
усилие разрыва детали усиления (накладки или бужа) или разрушающее усилие
на срез заклепок или болтов по одну сторону стыка равно разрушающему уси-
лию разрыва ремонтируемой детали по сечению, ослабленному отверстиями под
заклепки' или болты. Условие равнопрочности проверяется по следующей
формуле
<тв F < ств F',
где <Тв — предел прочности при растяжении материала детали усиления с уче-
том влияния заклепочных отверстий;
F' — площадь поперечного сечения накладки или бужа за вычетом площади
отверстий под заклепки или болты.
Условие взаимозаменяемости материалов. Если детали усиления (наклад-
ки или бужи) изготовляются из материала с другим пределом прочности, чем
у ремонтируемой детали, то площадь ее поперечного сечения будет пропорцио-
нальна отношению пределов прочности ремонтируемого элемента к пределу
прочности деталей усиления, т. е.
Допуск на поперечное сечение. При ремонте элементов каркаса планера
увеличение площади поперечного сечения допускается ие более чем на 10—20%,
при этом момент инерции стрингеров относительно продольной оси может быть
увеличен не более чем на 20—40%.
Качество поверхности обшивки. По уровню требований к качеству внешних
поверхностей самолета они делятся на две зоны: первая зона с повышенными тре-
бованиями и более жесткими допусками, включающая передние участки поверх-
ности каждого агрегата, вторая — остальные части.
В зависимости от типа самолета в первую зону входят: верхняя и нижняя
поверхности крыла и оперения, поверхность фюзеляжа от носка до фонаря каби-
ны летчика, поверхность обтекания шасси от передней части до передней кромки
люка, передняя часть гондол двигателя, поверхность осевой компенсации ру-
лей направления и высоты, а также поверхность форкиля.
Допуски на отклонение наружных обводов для первой и второй зон реактив-
ных самолетов следующие:
носовой части фюзеляжа +0,4 и —0,8 мм;
крыла +0,2 и —0,4 мм до лонжерона и за лонжероном +0,2 и —0,5 мм;
стабилизатора +0,2 и —0,6 мм до лонжерона.
Зазоры в стыках листов и лючков допускаются не более 1,0 мм, выступа-
ние одного листа над другим в местах стыков — не более 0,5 мм по потоку и не
более 0,2 мм против потока.
Смазка тросов гермовыводов. Участки троса, проходящие через герметич-
ные выводы, пропитывают следующим составом:
конифоль — 10%;
говяжье сало — 25%;
пчелиный воск (натуральный) — 65%
Устранение «серебра». При устранении «серебра» органическое стекло осте-
кления без каркаса погружают в горячее масло целиком. Если погрузить его
только одной частью, той, где имеется дефект, то на границе обработанной ча-
сти возникнет значительное оптическое искажение, а иногда и «серебро».
Допуски на эллипсность и овальность болтов и отверстий приведены
в табл. 8.1.
Для конусных отверстий эллипсность или овальность допускается до 0,1 мм,
а для шарнирных соединений — в 2 раза меньше, чем это указано в табл. 8.1.
276
Таблица 8.1
Допустимые эллипсность и овальность цилиндрических
отверстий и болтов неподвижных соединений
Диаметр болта или отверстия, мм Эллипсность или овальность, мм
отверстие болт
До 6 включительно 0,03 0,05
От 6 до 10 0,05 0,08
» 10 » 18 0,08 0,10
Свыше 18 0,10 0,15
Ремонтный интервал. Если болт и отверстие, имеющие номинальные диамет-
ры соответственно d§ и d0, имеет износ б', то переходные ремонтные размеры
определяются следующим образом. При обработке болта или отверстия для устра-
нения износа и восстановления исходной формы диаметр болта уменьшается,
а диаметр отверстия увеличивается. При этом устанавливается минимально до-
пустимый припуск б" для снятия стружки с ремонтируемой детали. Ближай-
ший переходный ремонтный размер определяется:
для болта
dpeM = dg — 2 (б' -f- б") = dg — у,
для отверстия
dpeм = d0 -)- 2 (6 х ~г 6V) = d0 -J- у.
Минимальной величиной, на которую необходимо увеличить диаметр отвер-
стия или уменьшить диаметр болта, является 2 (б' + б”). Эта величина называет-
ся ремонтным интервалом и обозначается у, т. е. у = 2 (б' + б").
Ремонтные размеры. Число возможных ремонтных размеров определяется
с таким расчетом, чтобы запас прочности сочленения был достаточным. Для бол-
та прочность определяется наименьшим допустимым диаметром da.мин, а Для от-
верстия наибольшим допустимым диаметром d0,MaKC. При допущении, что ремонт-
ный интервал у одинаков, количество ремонтных размеров будет определяться
из следующих выражений:
для болта
dg da. мин
для отверстия
do. макс —do
Чистовое и черновое развертывание отверстий. Для получения точных ци-
линдрических отверстий вначале производят черновое их развертывание, а за-
тем чистовое. При черновом развертывании снимают слой металла толщиной по-
рядка 0,2 мм, а при чистовом — до 0,07 мм. В результате развертывания полу-
чают отверстия с точностью от 0,02 до 0,05 мм, а при использовании чистовой
развертки — и большую точность.
Развертывание конусных отверстий не делят на чистовое и черновое и при
развертывании снимают слой металла толщиной 0,4 мм и более, развертывание
ведут в несколько проходов, снимая по 0,2 мм.
Приработка манжет шасси. При замене уплотнительного набора амортиза-
торов шасси обязательно производят приработку манжет. Для этого амортиза-
тор заряжают рабочей смесью и воздухом (азотом) в соответствии с ТУ и обжи-
мают на специальном стенде или прессе на величину рабочего хода 45—50 раз.
276
Испытание амортизаторов шасси. Испытанию на прочность подвергают
амортизаторы, для этого давление в них создают в 3—5 раз больше рабочего для
данного типа амортизатора. Испытание ведут в течение 5 мин. При этом прове-
ряют герметичность сварных швов, непроницаемость уплотнительного набора
и герметичность зарядных штуцеров.
После зарядки амортизатора проверяют герметичность уплотнений заряд-
ного клапана и пробки. При этом поверхности клапана и пробки смачивают мыль-
ной водой или маслом МБП.
Допуски для гасителя колебаний. У собранного гасителя колебаний поршне-
вого типа проверяют герметичность рабочих камер рабочей жидкостью под дав-
лением 100 кГ!см2 в течение 1 мин (попускается течь жидкости из-под крышки
в виде отдельных капель). Герметичность прокладок крышки и резиновых ко-
лец в корпусе проверяют при давлении жидкости 20 кГ/см2 (не допускается па-
дение давления и течь через уплотнения и соединения).
Испытание трубопроводов. Новые трубопроводы подвергаются обязатель-
ному испытанию на прочность. Обычно трубопроводы линии нагнетания (высо-
кое давление) испытываются под давлением 100—225 кГ/см2, а трубопроводы
линии слива (низкое давление) — под давлением 20—50 кПсм2.
Пружины клапанов. Новые пружины изготовляют из проволоки ОВС либо
50ХФА путем навивки на оправку в холодном состоянии. Концы витков обжи-
мают и шлифуют перпендикулярно оси пружины на 0,75 диаметра витка.
Пружины из стали 50ХФА после навивки подвергают закалке с последую-
щим отпуском при температуре 370—420° С. Для исключения возможности воз-
никновения коррозии новые пружины обязательно покрывают цинком или кад-
мием.
Золотники кранов. При наличии на золотниках износов, надиров, царапин
и коррозии востановление их производят хромированием с последующим шлифо-
ванием и доводкой. После окончательной обработки хромированной поверхно-
сти золотника слой хрома не должен превышать 0,01 мм на сторону. Обычно
слой хрома наносится с припуском на шлифование в пределах 0,07—0,1 мм, на
последующую притирку — 0,006—0,008 мм и на взаимную притирку золотника
и корпуса — 0,003—0,004 мм.
Допустимая негерметичность гидроусилителя. В процессе работы гидроуси-
лителя на шток поршня наволакивается слой жидкости, являющейся смазкой.
Эта жидкость собирается в капли и выпрессовывается на поверхности исполни-
тельного штока и наконечника. Допускается выпрессовка жидкости не более
4—5 см?(ч (2—4 капли в 1 мин). Такого рода потери жидкости из гидроусилите-
ля считаются допустимыми.
Испытание топливных баков на герметичность. Испытание топливных баков
на герметичность производят воздухом или топливом. В первом случае в баке,
помещенном в разъемную металлическую корзину, создается избыточное давле-
ние воздуха 0,2—0,25 кГ/см2, а затем отремонтированные участки и арматура
промазываются мыльным раствором. Если ремонт выполнен качественно, то на
поверхностях бака, смоченных мыльным раствором, не должно быть воздушных
пузырей, давление в баке не должно падать. Можно также бак, находящийся под
давлением воздуха, опустить с металлической корзиной в воду.
Топливостойкость баков. При испытании на герметичность (набухаемость)
топливный бак заполняют полностью топливом той марки и состава, на котором
эксплуатируется данный двигатель. Затем в нем создается сжатым воздухом
избыточное давление 0,2—0,25 кГ!см2 и в течение определенного времени вы-
держивается. Отсутствие течи топлива свидетельствует о герметичности бака.
Топливостойкость определяется по привесу после испытания его на герметич-
ность (набухаемость) топливом. Привес мягких баков после такого испытания
не должен превышать 1—3%.
Обшивка с единичными трещинами. При наличии на обшивке единичных
трещин производится постановка накладок на поврежденное место с внутренней
стороны обшивки. До этого концы трещины засверливаются сверлом диаметра
2—2,5 мм. Накладку изготовляют из материала обшивки и той же толщины пря-
моугольной формы с закруглениями по углам. Накладка должна перекрывать
трещины на 25—30 мм и подгоняться до полного прилегания к поврежденному
участку обшивки.
277
Лонжероны, работающие на кручение. В тех случаях, когда лонжероны ра-
ботают на кручение (лонжероны рулей и элеронов), накладку из листового мате-
риала ставят так, чтобы она целиком охватывала трубу, а концы ее скрепляют
друг с другом заклепочным швом внахлестку с перекрытием 10—15 мм.
4. Некоторые общие технические рекомендации на ремонт ГТД
Разупрочненный слой на лопатках турбины. Для предупреждения возникно-
вения трещин в лопатке во время эксплуатации ТРД рекомендуется с задней
кромки лопатки снимать разупрочненный слой металла. Так, например, при ре-
монте ТРД типа ВК с задней кромки при первом ремонте снимается слой метал-
ла на глубину 1,2 мм, а при втором и третьем ремонте — по 0,15 мм. Такое меро-
приятие приводит к повышению надежности и увеличению долговечности лопа-
ток. В данном случае повышение выносливости лопаток объясняется удалением
разупрочненного поверхностного слоя задней кромки, в котором зарождаются
микротрещины, приводящие в последующем к разрушению лопаток во время
эксплуатации.
Зачистка лопаток турбины. Не разрешается устранять забоины в наиболее
нагруженной части лопатки турбины на расстоянии 1/3 длины пера от замка.
На остальной части поверхности пера лопатки забоины глубиной не более 0,4—
0,5 мм устраняются зачисткой с последующей полировкой. При устранении за-
боин должны быть получены плавные переходы от зачищенного места к повреж-
денным участкам поверхности.
Забоины на кромках лопаток турбины. Забоины на кромках лопаток уда-
ляют путем снятия материала кромки от забоин до торца лопатки. Толщина сни-
маемого слоя металла должна превышать глубину забоины на 0,1 мм. Дополни-
тельное снятие металла на глубину 0,1 мм преследует цель удалить наклепан-
ный слой в месте забоины, так как наличие на поверхности лопатки этого слоя
материала приводит к снижению ее долговечности. Обработку поверхности ло-
паток производят при режимах, исключающих появление наклепа.
Клеймение лопаток турбины. Отремонтированные лопатки клеймят с ука-
занием часов наработки с начала эксплуатации. Клеймо ставится электрографом
на торце лопатки со стороны елочного замка. После буквы «Н» ставят число ча-
сов, наработанных лопаткой с начала эксплуатации. Например, клеймо «Н185»
означает, что данная лопатка работала на двигателе 185 ч.
Полная замена лопаток турбины. Полную замену лопаток турбины произво-
дят, если у двигателя с центробежным компрессором забраковано более 50% ло-
паток, а на двигателе с осевым компрессором — более 20 %.
При полной замене лопаток они устанавливаются в диск таким образом, что-
бы ротор турбины имел перед динамической балансировкой возможно меньшую
неуравновешенность. Для этой цели производят подбор лопаток либо по весу
или по моменту.
Подбор лопаток по весу. Лопатки турбины по весу подбирают в комплект
попарно. Каждую пару лопаток одинакового веса устанавливают в диаметраль-
но противоположные пазы диска турбины.
Взвешивание лопаток при подборе по весу осуществляется с высокой точно-
стью (до 0,05 Г). Допустимое отклонение в весе лопаток одной пары составляет
0,2—0,5 Г.
Проверка торцов лопаток турбины. Лопатки проверяют на совпадение тор-
ца с окружностью диска. Проверку осуществляют лекалом, рабочая часть кото-
рого выполнена по дуге окружности, соединяющей торцы лопаток турбины. Вы-
ступание отдельных лопаток относительно других не допускается, утопание не
должно превышать-0,2 мм. При выступании торец лопатки подпиливают.
Люфты в лопатках турбины. Лопатки турбины проверяют на тангенциаль-
ный, радиальный и осевой люфты при помощи индикатора, имеющего Г-образ-
ный наконечник. Тангенциальный люфт проверяют на расстоянии 5 мм от торца
лопатки. Допускаются люфты: тангенциальный от 0,1 до 1,3 мм, радиальный —
до 0,05 мм, осевой — 0,1—0,2 мм.
Допуски качки лопаток компрессора. На некоторых ТРД допускается сле-
дующая тангенциальная качка лопаток:
278
i ступени на длине 230 мм от замка — 0—1,15 мМ',
II » » » 195 » » » — 0—0,97 »
III » » » 155 » » » — 0—0,77
IV » » » 125 » » » — 0—0,62
V » » » 105 » » » — 0—0,52
VI » » » 90 » » » — 0—0,45 »
VII и VIII » » » 80 » » » — 0—0,08
После контровки лопаток замками при помощи щупа проверяют осевой люфт
замков относительно торцов дисков. Для I—VI ступеней допускается люфт 0—
0,2 мм, для VII—VIII ступеней — 0—0,4 мм.
Правка ..жаровых труб. Правку одиночных, кольцевых и трубчато-кольце-
вых^жаровых труб, начинают с устранения вмятин. Правка осуществляется.на
массивном приспособлении с рабочей поверхностью, соответствующей форме тру-
бы.^Внутри трубы на покоробленный участок помещают медную или алюминие-
вую оправку, по которой и наносятся удары для правки. После того как вмяти-
ны будут выправлены, приступают к устранению выпучин. В этом случае прав-
ку производят на специальном приспособлении с помощью оправок или кожаным
МОЛОТКОМ. . . t. .
При значительном короблении жаровых труб возможна правка предвари-
тельным нагревом покоробленных участков паяльной лампой, ацетилено-кисло-
родной горелкой с рассеянным пламенем или током высокой частоты. Температу-
ра нагрева должна быть не ниже 850—900° С. Для исключения роста зерна про-
должительность нагрева сокращают до минимума.
Устранение трещин на жаровых трубах. Короткие трещины длиной не более
2 мм у отверстий диаметром до 10 мм и трещины длиной не более 5 мм у отверстий
диаметром свыше 10 мм выпиливаются круглым надфилем с последующей поли-
ровкой кромок наждачным полотном. У одного отверстия обычно допускается
выпиливание не более трех трещин. При наличии трещины длиной до 10 мм огра-
ничиваются засверливанием их сверлом диаметром 2,5—3 мм. Трещины боль-
шей длины подвергаются засверливанию, разделке на V-образное сечение и по-
следующей заварке.
Вырезка мест пробоин на жаровых трубах. Устранение пробоин производят
путем вырезки поврежденного участка, постановки вставки с зазором не более
0,7 мм с последующей ее прихваткой и заваркой по всему периметру. Аналогич-
ным способом ремонтируется жаровая труба при наличии группы трещин.
Поврежденный участок вырезают тонким абразивным диском или с помо-
щью анодно-механической установки.
Вставки для заделки поврежденных участков вырезают из запасных секций
или из забракованной жаровой трубы, отработавшей не более одного ресурса.
Влияние изменения формы заплаты. Наряду со вставками заделку вырезов
на неоребренных участках жаровых труб производят с помощью накладок. Ис-
следования показали, что происходящее при этом некоторое изменение формы
детали практически не оказывает влияния на газодинамические качества камеры
сгорания и технические данные ГТД в целом.
Постановку накладок целесообразно осуществлять не сваркой, а пайкой
с применением жаропрочных припоев и флюса. Накладка должна перекры-
вать вырезанный участок по всему периметру на величину, равную 4—3 толщи-
нам стенки детали.
Рихтовка сварных швов жаровых труб. После ремонтных работ с применени-
ем сварки и пайки жаровые трубы подвергают правке (рихтовке) и механической
обработке. Обработку сварных и паяных швов производят шлифовальным кру-
гом для придания плавных переходов от шва к основному материалу с последую-
щим полированием наждачным полотном.
Нанесение эмалевых покрытий. Участок детали для покрытия подвергают
пескоструйной обработке и обезжириванию. Далее пульверизатором наносят
слой эмалевого шликера (смесь эмалевой пудры с водой) толщиной 0,1—0,15 мм
и затем сушатщри температуре около 100° С.
С целью получения сплошного стекловидного покрытия (в результате рас-
плавления эмали) производят обжиг деталей при температуре 1200—1300° С.
279
Обжиг осуществляют в электрической печи или в высокотемпературных нагре-
вателях.
Более просто восстановление эмалевого покрытия осуществляется с помо-
щью установки УПН-ЗТ. Здесь сухой порошок эмали подается сжатым воздухом
через ацетилено-кислородное пламя, которым нагревается ремонтируемый уча-
сток, плавится и образуется стекловидное покрытие.
Ремонт тонкостенных деталей горячего тракта. При ремонте деталей из спла-
ва ЭИ602 аргоно-дуговая сварка может быть заменена электродуговой сваркой,
а для деталей из сплава ЭИ435 и стали Я1Т может быть применена также и аце-
тилено-кислородная сварка.
При сварке применяют тот'же присадочный материал, что и материал самой
детали. Можно также заменять присадку из сплава ЭИ602 присадкой из сплава
ЭИ435, а присадку из Я1Т — присадкой из ЭИ402.
Взаимозаменяемыми являются обмазки ЦЛ-ЗМ и НЖ-1, флюсы НЖ-8
и НЖ-8М, флюсы № 200 и 201.
Ремонт деталей сваркой и пайкой производит при температуре окружающего
воздуха не ниже +5° С.
Обработка плунжеров топливных насосов. Механическая обработка плун-
жеров до ремонтного размера состоит из трех этапов: шлифования, хонингова-
' ния и окончательной доводки. Шлифование плунжеров производят с обеспече-
нием чистоты поверхности V 10 с припуском на последующее хонингование
0,01—0,15 мм. Хонингование плунжеров осуществляют с абразивной эмульсией.
Чистота поверхности после хонингования должна быть V 12. После хонингова-
ния производят окончательную доводку с тонкой пастой ГОИ.
Испытание топливных форсунок. Топливные форсунки ГТД после ремонта
проходят испытания на производительность, угол и качество распыления, равно-
мерность распыления топлива по секторам и герметичность. Испытание некото-
рых форсунок на герметичность производят при давлении 250 кПсмг и темпера-
туре, близкой к рабочей.
При испытании и регулировке агрегатов в зимнее время поддерживают
температуру топлива в установленных ТУ пределах. В противном случае
нужно вносить температурные поправки на показания расходомеров.
Требования к запуску ГТД. К системам запуска ГТД предъявляются следую-
щие требования:
обеспечение надежного и устойчивого запуска ГДТ на земле без предвари-
тельного подогрева в диапазоне температур окружающего воздуха от —50 до
+45° С;
обеспечение надежного запуска двигателя в полете на рабочих скоростях
и высотах в диапазоне температур окружающего воздуха от —60 до +45° С;
минимальная продолжительность запуска двигателя. Для ГТД продолжи-
тельность запуска не должна превышать 2 мин, для поршневых — не более 3—
5 сек;
обеспечение автоматического включения и выключения всех устройств и аг-
регатов системы запуска двигателя;
автономность бортовой системы запуска, минимальные затраты энергии
на один запуск.
Примечание. Для некоторых ГТД указанные вьпйе сведения
могут быть другими в связи с разработкой индивидуальной технологии.
5. Технические требования к управлению самолета
Управление самолета’должно обладать достаточной прочностью и жестко-
стью, небольшим весом и сопротивлением, простотой ремонта, удобством эксплуа-
тации и достаточной живучестью.
Давление на'ручку (штурвал). При отклонении рулей, элеронов, цельно-
поворотного горизонтального оперения (управляемого стабилизатора) усилия
на ручке, штурвале и < педалях должны возрастать плавно. Например, макси-
мальные величины давления на ручку при управлении рулем высоты: при пики-
ровании — для истребителей 4—9 кГ, для бомбардировщиков 6—14 кГ, при по-
280
садке — для истребителей 2—3 кГ, для бом-
бардировщиков 4 кГ, для гражданских
самолетов 2—4 кГ.
Углы отклонения-рулей. Конструкция
управления должна обеспечивать отклоне-
ние рулей и элеронов до 15—30°. Углы от-
клонения рулей высоты и элеронов вверх
часто делают большими, чем углы отклоне-
ния их вниз. Такое управление называется
дифференциальным. Конструк-
тивно оно обеспечивается присоединением
одной из тяг управления к рычагу угло-
вой качалки в нейтральном положении не
под прямым углом.
Управление в продольном направлении.
Должна быть предусмотрена независимость
действия рулей высоты или цельноповорот-
ного горизонтального оперения и элеронов:
отклонение ручки или колонки управле-
ния в продольном управлении не должно
вызывать отклонение элеронов и наоборот.
Исключение заклинивания управления.
Рис. 8.1. Схема оптимального из-
носа в процессе приработки дета-'
лей авиационной техники
При деформации крыла, фюзеля-
жа и оперения должна быть исключена возможность заклинивания проводки
и механизмов управления.
Трение и износ проводки. Вся проводка управления должна иметь мини-
мальное трение в сочленениях и износ трущихся частей и не допускать люфтов
вследствие слабины в проводке, а педали ножного управления должны регули-
роваться по росту летчика.
6. Оптимальная приработка деталей авиационной техники
Независимо от вида обработки поверхностей деталей, работающих в усло-
виях трения, производят их приработку, которая увеличивает износостойкость
и долговечность деталей в эксплуатации. Приработка деталей достигается хо-
лодной’ обкаткой на специальных стендах.
Рациональные режимы приработки. Схема рационального режима при-
работки показана на рис. 8.1. Вначале (первый этап) приработку при нагрузке
?! и скорости относительного перемещения Vx производят в течение времени
затем (второй этап) — при нагрузке Р2 и скорости V2 в течение времени 12 —
далее (третий этап) — в течение — t2 и т. д. Если по истечении времени 1Х не
перейти ко второму этапу приработки и продолжать работать с нагрузкой Р±
и скоростью У1( то износ пары трения будет происходить по линии 1 — А. В точ-
ке 1 поверхности трения обеих деталей приработались для первого режима. При
переходе ко второму и каждому последующему режиму износ увеличивает-
ся. От величины изменения основных параметров при переходе от одного этапа
приработки к другому зависит суммарная величина первоначального износа
и долговечность деталей в процессе эксплуатации. Излишне большое увеличение
нагрузки и скорости при переходе от одного этапа приработки к другому неже-
лательно, так как может привести к задирам сопряженных деталей.
Влияние смазки и ее вязкости на приработку. Существенное влияние на ка-
чество и время приработки оказывает смазка прирабатываемых поверхностей.
Смазка должна образовывать на поверхностях трения прочную пленку, не раз-
рушающуюся при высоких местных давлениях, препятствующую молекулярно-
му схватыванию, и обладать высокой охлаждающей способностью. При этом
охлаждающая способность масел тем больше, чем меньше их вязкость, поэтому
во время приработки не применяют масла, обладающие высокой вязкостью, но
и не занижают ее. Малая вязкость масла может привести к задирам поверхностей
трения в процессе приработки и к усиленному износу деталей во время эксплуата-
ции. Рекомендуемая величина вязкости масла, применяемого в процесе приработ-
281
ки, должна быть близка или равна вязкости масла, используемого в процессе '•
эксплуатации деталей. Холодную обкатку агрегатов, работающих при повышен-
ной температуре масла, производят с подогретым до соответствующей темпера-
туры либо с разжиженным маслом.
Применение высокопластичного металла. Приработка значительно улучшает- !
ся при нанесении на поверхность одной из сочленяемых деталей слоя высоко-
пластичного металла. Последний легко деформируется и препятствует возникно-
вению задиров*'на поверхностях трения. Поэтому в первый "период приработки
можно повысить скорость относительного перемещения деталей или нагрузку,
не опасаясь получить задир поверхностей трения или заклинивание деталей.
На поверхности трения наносят: свинец с индием, медь, кадмий, никель-
фосфорные покрытия и другие высокопластичные металлы. На поверхности дан-
ных металлов образуется более толстая и прочная масляная пленка, что увеличи-
вает износостойкость деталей в процессе эксплуатации. Срок службы деталей
в этом случае возрастает в несколько раз
7. Номинальные размеры длин и диаметров авиационных деталей
При проектировании, изготовлении и ремонте авиационных деталей приме-
няют размеры, приведенные в'табл. 8.2.
Таблица 8.2
Нормальные размеры длин и диаметров авиационных деталей (Размеры в мм)
0,5 8,5 42 112 182 252 322 392 462 565 705
0,6 9 45 115 185 255 325 395 465 570 710
0,8 10 48 118 188 258 328 398 468 575 715
1,0 11 50 120 190 260 330 400 470 580 720
1,2 12 52 122 192 262 332 402 472 585 725
1,5 13 55 125 195 265 335. 405 475 590 730
1,8 14 58 128 198 268 338 408 478 595 735
2 15 60 130 200 270 340 410 480 600 740
2,2 16 62 132 202 272 342 412 482 605 745 и далее
2,5 17 65 135 205 275 345 415 485 610 через 5 мм до
2,8 18 68 138 208 278 348 418 488 615 1500
3,0 19 70 140 210 280 350 420 490 620 1510
3,2 20 72 142 212 282 352 422 492 625 1520 и далее
3,5 21 75 145 215 285 355 425 495 630 через 10 мм
3,8 22 78 148 218 288 358 428 498 635 до 2500
4 24 80 150 220 290 360 430 500 640
4,2 25 82 152 222 292 362 432 505 645
4,5 26 85 155 225 295 365 435 510 650
4,8 27 88 158 228 298 368 438 515 655
5 28 90 160 230 300 370 440 520 660
5,2 30 92 162 232 302 372 442 525 665
5,5 32 95 165 235 305 375 445 530 670 -
5,8 33 98 168 238 308 378 448 535 675
6 34 100 170 240 310 380 450 540 680
6,5 35 102 172 242 312 382 452 545 685
7 36 105 175 245 315 385 355 550 690
7,5 38 108 178 248 318 388 458 555 695
8 40 ПО 180 250 320 390 460 560 700
Примечания. 1. В интервале 500 — 2500 допускаются наряду с существую-
щими размерами с окончаниями 2, 5 и 8.
2. Рекомендуется отбирать из таблицы размеры в следующем порядке: в первую
очередь с окончанием на 0; во вторую очередь на 0 и 5; в третью очередь с окончанием
на 0, 2, 5 и 8.
3. Размеры, предусмотренные в данной таблице, не распространяются на техно-
логические межоперационные и на размеры, которые регламентированы в нормалях и
стандартах на конкретные изделия.
58g
§ 2. ОБМЕРЬ!, УДАЛЕНИЕ ПОВРЕЖДЕНИЙ, ПРАВКА
И РЕМОНТ СОЕДИНЕНИЙ И ДЕТАЛЕЙ
1. Обмер деталей перед ремонтом и после него
Нарушение геометрических параметров деталей в процессе эксплуатации
происходит вследствие износа, деформации и др. При выявлении степени изно-
са детали обмеряются в продольном и поперечном направлениях. В результате
устанавливается овальность, конусность, бочкообразность и корсетность дета-
лей.
Овальность определяется обмером детали по двум взаимно перпендикуляр-
ным плоскостям в одном поясе промера (рис. 8.,2, а). При этом первый промер
делается в плоскости наименьшего износа, а второй — в плоскости наибольшего.
Конусность детали определяется как разность промеров, произведенных
в крайних поясах, но в одной плоскости измерения (рис. 8.2, б).
Бочкообразность (рис. 8.2, в) и корсетность (рис. 8.2, г) выявляются по раз-
ности промеров, произведенных в крайних и средних поясах детали, но в одной
плоскости измерений.
Деформации, повреждения, люфты и др. Обмером также определяются вели-
чина деформации деталей и агрегатов, размеры повреждений, величина люфтов
Рис. 8.2. Порядок измерений при определении параметров геометрической формы
деталей:
а — овальности; б — конусности; в — бочкообразности; г — корсетности
в системе управления авиационной техникой, отклонение регулировочных дан-
ных от установленных техническими условиями величин.
2. Оптимальные формы сечений деталей
При одинаковой прочности деталей приданием различной формы их сечению
можно добиться снижения веса.
Повышение устойчивости. Вопросы формы сечений связаны не только с обе-
спечением прочности деталей, но и с повышением их общей и местной устойчиво-
сти. Форма сечений деталей (рис. 8.3) должна быть такой, чтобы в наиболее на-
пряженных их зонах был сосредоточен основной материал. Конфигурация дета-
лей должна обеспечивать воспринятие нагрузки при минимально возможных
напряжениях. Передавать нагрузку другим деталям необходимо в наиболее
целесообразном месте и направлении.
Увеличение момента сопротивления. При работе детали на изгиб основной
материал ее выгодно разносить от нейтральной оси для увеличения момента со-
противления, а нагрузка на деталь должна восприниматься в центре жесткости се-
чения в плоскости изгиба.
283
Рис. 8.3. Целесообразные сече-
ния деталей при различных ви-
дах деформации:
а — при изгибе; б—при кру-
чении; в — при растяжении
(сжатии)
Центр симметрии. Точка поперечного се-
чения однородной балки называется ц е пт-
ром жесткости этого сечения, если при-
ложенная к ней или проходящая через нее по-
перечная сила вызывает изгиб без кручения.
Центр жесткости лежит всегда на оси симмет-
рии сечения. Если сечение симметрично отно-
сительно двух и более осей, то центр тяжести
совпадает с центром жесткости, являющимся
и центром симметрии. Для несимметричных
конструкций иногда определяют центр жест-
кости сечения как центр тяжести моментов
инерции сечения деталей, воспринимающих
нормальные напряжения. Центр жесткости
более правильно определяют с учетом распре-
деления касательных усилий по контуру.
Выгодные сечения при кручении, сжатии
и растяжении. При кручении выгодными яв-
ляются сечения, имеющие замкнутый контур с большим периметром и равно-
мерным распределением материала по контуру.
При растяжении и сжатии выгодными являются симметричные сечения с со-
средоточением материала по линии действия силы.
Сечения деталей конструкций, работающих на продольный изгиб, будут наи-
выгоднейшими, если материал разнесен от нейтральной оси так, чтобы допусти-
мые критические напряжения общей и местной устойчивости были одинаковы.
Например, гофрирование тр.уб увеличивает местную жесткость оболочки и поз-
воляет расширить диапазон их применения.
3. Силовой поток в работающих деталях
Распространение силового потока аналогично распространению гидравли-
ческого потока. При неправильно выбранной форме детали возможны застой-
ные зоны, в которых нет силового потока. В этих зонах материал не работает
и его следует удалять.
Конструируют детали и узлы таким образом, чтобы в конструкции не было
резкого изменения жесткости, а стыки силовых деталей были расположены в мес-
тах наименьших напряжений. Например, если из условия прочности и жесткости
не все стрингеры требуется располагать вдоль всего крыла, то обрывать стринге-
ры нужно на соответствующих нервюрах, где они уже не работают.
На рис. 8.4 показан обрыв стрингеров с пропуском за нервюрой на величину
а, равную 15—20 мм.
При стыковке длинномерных конструкций типа лонжерона крыла целесооб-
разно разнесение стыков отдельных деталей, составляющих лонжерон. Кроме
того, целесообразно располагать стыки со-
членения в наименее нагруженных местах.
4. Способы удаления поврежденных
участков конструкции
В зависимости от толщины материала,
формы поверхности и размеров повреж-
дения для удаления поврежденных участ-
ков используются следующие способы.
Резка элемента ручными ножницами
применяется для вырезов в обшивке тол-
щиной до 1 мм. После резки ручными нож-
ницами места выреза обшивки обрабаты-
ваются напильником.
Рис. 8.4. Силовой набор крыла:
1 — нервюры; 2 — лонжерон; 3 —
стрингеры
284
Резка цилиндрической фрезой. В обшивке предварительно просверливают
отверстие диаметром 5—6 мм для ввода в него цилиндрической фрезы диаметр.ом
не более 4 мм. Этот способ обеспечивает хорошее качество выреза, не требует до-
полнительной обработки и позволяет получить вырез любой криволинейной
формы независимо от формы поверхности обшивки. Этот способ рекомендуется
для обшивки толщиной до 1,5—2 мм.
Резка дисковой фрезой обеспечивает большую производительность и поз-
воляет вырезать обшивку значительной толщины на прямолинейных участках.
Резка циркулярным резаком применяется для удаления обшивки толщиной
1,5—2 мм на плоских участках и с незначительной кривизной. В рездержателе
закрепляется резец, заточенный по типу отрезного с шириной режущей грани
1—1,5 мм. После резки линия выреза затачивается напильником.
Резка ручным резаком рекомендуется для обшивок толщиной до 1 — 1,5 мм.
Резак представляет собой резец, заточенный по типу отрезного и закрепленный
на рукоятке. Для получения выреза, имеющего форму овала, ручной резак при-
меняют совместно с циркулярным, которым сначала делают отверстия в местах
закруглений, а затем при помощи ручного резака вырезают прямолинейные
участки. Края выреза обязательно обрабатывают.
Резка пневматической ножовкой производится на обшивке и элементах кар-
каса толщиной до 4 мм. Пневматическая ножовка может быть изготовлена иа
базе пневматического молотка, не требуя значительной переделки последнего.
Последовательное высверливание поврежденного участка применяется при
удалении поврежденных участков обшивок толщиной более 4 мм. Диаметр свер-
ла выбирают в зависимости от толщины обшивки, марки материала и мощности
дрели. Для толстых обшивок из Д16АТ либо В95Т диаметр сверла применяют
2,5—4 мм. После высверливания повреждений участок удаляют легкими удара-
ми молотка или вырубают зубилом. Затем отверстие опиливают по линии
разметки.
Резка вулканитовыми кругами. Резка стальных элементов конструкции,
обработанных на высокий предел прочности, а также из титановых сплавов и
жаропрочных сплавов выполняется вулканитовыми кругами, закрепленными в
патроне дрели. Для резки применяют вулканитовые круги толщиной 1,5—2,5 лл
и диаметром 100—150 мм. Так как вулканитовые круги надежно работают до
150° С, для предохранения от нагрева круг обдувают струей сжатого воздуха
и ведут резку с небольшими усилиями, периодически отводя дрель с кругом от
обрабатываемой детали. Затем линии вырезов обрабатывают шлифовальными кру-
гами диаметром 30—40 мм и шириной 10—15 мм.
5. Горячая и холодная правка деталей
При эксплуатации некоторые детали^ авиационной техники изменяют свою
геометрическую форму из-за деформации. Причинами могут быть большие стати-
ческие и ударные нагрузки, неравномерный нагрев деталей,_ остаточные напря-
жения и др.
Виды правки. При ремонте деталей используют статическую правку, правку
наклепом, исправление формы деталей ударами молотка из пластических мате-
риалов (медь, алюминий, кожа, пластмасса и др.) на специальных оправках и
правка ^местным нагревом. В зависимости от материала детали правку произ-
водят в холодном состоянии и с подогревом. При горячей правке нагревают всю
деталь или отдельные ее участки.
Допустимый прогиб для правки. Для определения относительного прогиба
статической правки деталей (рис. 8.5) пользуются следующей формулой:
Т f _ 1 _81
' I 8р 8/7 ’
„ Н
гдео=— — относительное удлинение крайних волокон материала; Н — расстоя-
ние от нейтральной оси до наиболее удаленных волокон материала.
285
Максимально допустимый прогиб тем больше, чем меньше И. Поэтому деТа-
ли,- имеющие небольшую толщину, правят при большей величине относительно-
го прогиба, чем детали больших толщин. И далее, чем больше допустимая вели-
чина относительного удлинения метериала 6макс, тем больше величина относи-
тельного прогиба, при котором возможна правка детали. Зная величину 6макс,
можно для каждой конкретной детали установить предельную величину f-макс,
при которой еще допустима правка.
Величина пластической деформации. Для углеродистых сталей максималь-
но допустимая величина относительной пластической деформации находится
в пределах 2—3,5% (6маКс = 0,02 0,035). Величина 6макс = 0,035 допусти-
ма и при правке деталей из сплава типа дюралюминий.
Степень деформированное™ детали. Перед правкой проверяется степень де-
формированное™ детали. Например, для правки прогиба цилиндрическую деталь
кладут на две призмы. Затем, вращая деталь на призмах, индикатором опреде-
ляют величину ее биения. Сравнивая максимальное биение с допустимым по тех-
ническим условиям, принимают решение о возможности правки и о сроке работы
детали после правки.
Правка статическим изгибом. При правке деформированной детали статиче-
ским изгибом в месте наибольшего прогиба под нагрузкой делают обратный про-
гиб Д (рис. 8.5). Чем больше деформация детали, тем больше должен быть обрат-
ный прогиб. Для того чтобы в процессе правки в материале детали произошли
деформации, прикладывают нагрузку с малой скоростью, и деталь под нагруз-
кой выдерживают 2—3 мин.
Последовательное увеличение обратного прогиба. При отсутствии зависи-
мости величины обратного прогиба Д от величины f правку детали производят
путем последовательного увеличения прогиба под нагрузкой. Сняв приложен-
ную первый раз нагрузку, проверяют, насколько выправилась деталь. Если пол-
ного устранения нежелательной деформации не произошло, вновь нагружают
деталь, увеличивая на некоторую величину обратный прогиб под нагрузкой. По-
вторяя несколько раз операцию нагружения детали, с некоторым увеличением
величины обратного прогиба при каждом следующем нагружении добиваются
полной правки детали.
Эффект Баушингера. Под эффектом Баушингера понимается изменение ме-
ханических характеристик металла после нагружения за предел упругости. Если
нагружение производилось в сторону растяжения, то предел упругости металла
в эту сторону увеличивается до того максимального напряжения, которое былг>
достигнуто под нагрузкой* В сторону сжатия предел упругости такого металла
уменьшается против величины, которая характерна для недеформированного
металла, т. е. для изгиба правленой детали в том же направлении, в котором про-
исходила правка, нужно приложить большую нагрузку, чем для изгиба новой
неправленой детали.
Следовательно, для того чтобы в процессе экс-
Рис. 8.5. Схема изме-
нения формы детали
при правке статиче-
ским изгибом
плуатации форма выправленной статическим изги-
бом детали сохранялась, необходимо повернуть эту
деталь вокруг оси на 180°, если позволяет конст-
рукция. Например, рекомендуют поворачивать на
180° вокруг оси поршень амортизационной стойки,
выправленной статическим изгибом.
Снижение служебных свойств. Возникновение
при правке статическим изгибом остаточных растя-
гивающих напряжений может привести к снижению
прочности детали при вибрационных и повторных
статических нагрузках и, следовательно, к сокра-
щению срока ее службы во время эксплуатации.
Чтобы избежать этого, после правки статическим
изгибом производят нагрев деталей до температуры
180—200° С с выдержкой при данной температуре
в течение 2—3 ч. Термообработка частично снимает
остаточные напряжения и повышает выносливость и
стабильность формы детали.
Правка наклепом показана на рис. 8.6.
286
Рис. 8.6. Схема правки наклепом (а) и эпюра остаточных напряжений (б) в по-
перечном сечении выправленной детали
При нанесении ударов стальным молотком материал .поверхностных слоев детали
пластически деформируется на некоторую глубину. Удлинение материала на-
клепанного слоя приводит к возникновению в нем остаточных напряжений сжа-
тия. Эти повреждения уравновешиваются упругими напряжениями за счет де-
формации детали. При наклепе поверхностного слоя прямая ось О—О искрив-
ляется до положения О' — О', а выпуклая сторона детали оказывается направ-
ленной в сторону наклепанной поверхности. Поэтому для исправления деформи-
рованных деталей наклеп следует производить по вогнутой стороне. После накле-
па в поверхностных слоях металла возникают только остаточные напряжения
сжатия (рис. 8.6, б), которые приводят к повышению выносливости и, следова-
тельно, долговечности деталей. Правленные наклепом детали более устойчиво
сохраняют форму, чем детали, правленные статическим изгибом.
Применение наклепа. Наклеп рекомендуется применять для исправления
изогнутых прямолинейных элементов конструкций, устранения смещения узло-
вых точек сварных конструкций и исправления овальности полых цилиндриче-
ских деталей.
При правке сварных соединений наклеп следует производить, в первую оче-
редь, в околошовной зоне, так как при этом одновременно с правкой достигает-
ся увеличение выносливости сварных соединений.
Устранение овальности полых цилиндрических деталей осуществляется
наклепом наружной или внутренней поверхности. В обоих случаях применяется
симметричный наклеп противоположных участков.
Наклеп наиболее эффективен, если он производится по недеформированному
материалу и менее результативен при повторном наклепе.
Изменение эффективности наклепа (изменение диаметра корпуса турбины
в зависимости от продолжительности опера-
ции) показано по рис. 8.7.
Правка местным нагревом производится
для стальных деталей, предел прочности мате-
риала которых не превышает 90 кГ/мм2. Мест-
ный подогрев осуществляют ацетилено-кисло-
родным пламенем до температуры 600—650° С.
Наконечник горелки выбирают тройной мощ-
ности пламени, требуемой для сварки данного
элемента. Время выдержки составляет 10—
15 сек на 1 мм толщины стенки трубы в месте
правки. Чем меньше время выдержки при по-
вышенной температуре, тем меньше'структур-
Рис. 8.7. Зависимость изме-
нения диаметра корпуса
турбины от времени накле-
па внутренней поверхности
ные изменения металла в месте нагрева и,
следовательно, тем меньше снижение его
прочности. В силу этой же причины повторный
нагрев одного и того же участка металла не
допускается.
?87
Для правки деформированного элемента нагревают участки, требующие уко-
рочения, и после плавного охлаждения они окажутся уменьшенными и деталь
приобретет требуемую форму.
В процессе правки не допускают сквозняка, приводящего к резкому охлаж-
дению изделия и образованию трещин.
Правка термофиксацией заключается в следующем. Деталь, подлежащую
правке, деформируют до придания необходимой формы. Для этого деталь за-
крепляют в специальном приспособлении, затем ее нагревают до температуры вы-
ше рекристаллизации материала.
Далее после выдержки при данной температуре в течение времени, необхо-
димого для перекристаллизации, деталь в свободном состоянии приобретает
нужную форму.
В' материале выправленных деталей почти нет остаточных напряжений и
сохраняется высокая устойчивость формы.
Правка деталей из алюминиевых сплавов. Правку статическим изгибом де-
талей из алюминиевых сплавов производят в холодном и горячем состоянии.
После холодной правки срок службы деталей из дюралюминия резко снижается
из-за остаточных напряжений.
Горячая правка деталей из дюралюминия выполняется после отжига с по-
следующей закалкой и старением или с использованием явления возврата меха-
нических свойств дюралюминия после закалки с низких температур.
После горячей правки с последующей закалкой и старением’детали из дюр-
алюминия полностью восстанавливают свою прочность.
Явление возврата заключается в том, что дюралюминий после нагрева до
200—250° С и резкого охлаждения (закалки) на некоторый период времени уве-
личивает на 20—25% свою пластичность при снижении предела прочности и за-
тем восстанавливает ее.
Правка тонкостенных деталей из жаропрочных сплавов производится на спе-
циальных оправках, изготовленных по форме недеформированной детали или
отдельных ее участков. Например, холодная правка жаропрочных труб из сплава
ЭИ435 при степени деформации поверхностных слоев металла в пределах 2,5—
8% приводит к повышению их долговечности.
Если-тонкостенные детали выправить в холодном состоянии не удается, то
подогревают деформированный участок до 850—950° С.
6. Ремонт соединений из магниевых сплавов
При ремонте соединения из магниевых сплавов поверхность отверстия под
заклепку для предотвращения коррозии покрывают селеновой кислотой. Обыч-
но рекомендуется следующий состав раствора селеновой кислоты для образова-
ния окисной пленки: селеновая кислота — 202’’; двухромовокислый калий —
10 Г; вода — до 1л.
После нанесения раствора поверхность должна быть просушена (до клепки).
При нанесении раствора селеновой кислоты необходимо соблюдать осторож-
ность и следить, чтобы он не попал на тело человека, а также на окружающие
стальные детали. Перед выполнением клепки в этих случаях заклепки окунают
в цинкохромистый грунт типа АЛГ-1.
Категорически запрещается соединять с электронными деталями хромиро-
ванные, посеребренные или омедненные детали. Детали из стали, бронзы и "ла-
туни (болты, втулки и др.), сопряженные с электронными деталями, должны
быть обязательно оцинкованы или кадмированы, а детали из алюминиевых
сплавов — анодированы.
Шарикоподшипники ставятся со слоем смазки ЦИАТИМ-201 без оцинковки.
"Предохранение от коррозии. При "попадании на детали коррозирующих
жидкостей рекомендуется их промывать бензином'Б-70; детали, имеющие неглу-
бокие коррозионные поражения, зачищаются мелкой стеклянной шкуркой
или шабером, протираются бензином, а затем зачищенное место смазывается
10-процентным раствором соляной кислоты для восстановления оксидной плен-
ки и просушивается; после этого оголенный участок грунтуется и покрывается
эмалью.
288
7. Заклепочные соединения
Заклепочные соединения широко применяются в авиационных конструк-
циях, особенно для присоединения обшивки. Скрепляются детали внахлестку
(листы накладываются один на другой) или с помощью дополнительных накладок
встык.
Применяемые заклепки. Процесс клепки представляет собой соединение
двух или большего числа деталей посредством деформирования (расклепывания)
стержней заклепок, вставленных в предварительно просверленные отверстия
в листах. Применяемые заклепки имеют следующие стандартные диаметры в мил-
лиметрах: 1; 1,4; 1,6; 2; 2,6; 3; 3,5; 4; 5 ;6; 7; 8 ; 10. Заклепки с диаметром свыше
10 мм в авиационных конструкциях не применяются из-за невозможности вести
холодную клепку.
Материал заклепок. В качестве материала для заклепок применяют следую-
щие марки алюминиевых сплавов: АМг5П, Д18П, В65, В94. Сплав АМг5П не-
стареющий, остальные сплавы расклепываются после старения. Наиболее важ-
ными заклепочными сплавами являются Д18 и В65, способными расклепываться
в любое время после старения.
Диаметр и высота замыкающей головки. Для обеспечения достаточной проч-
ности заклепочного соединения добиваются, чтобы замыкающие головки имели
следующие размеры: диаметр Д= (1,54-1,6) d0 и высоту h = (0,44-0,6) da,
где d0 — диаметр стержня заклепки.
Диаметр и высоту замыкающей головки контролируют обычными шабло-
нами, а в труднодоступных местах — при помощи цистоскопа или зеркальных
луп. В табл. 8.3 приводятся допуски на высоту замыкающей головки заклепки.
Т а б л иц а 8.3
Допуски на высоту замыкающей головки заклепки
Номинальный диаметр заклепки, мм 2,6 3,0 3,5 4,0 5,0 6,0 7,0 8,0
Высота замыкающей головки, мм 1,3 1,5 1,7 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0
Допуск, мм ±0,1б)±0,15 ±0,2 ±0,2 ±0,3 ±0,3 ±0,3 ±0,3
Излишне выступающие потайные головки заклепок разрешается спиливать
или фрезеровать, но так, чтобы не повредить поверхность обшивки.
Деформация стержней заклепок производится прессованием или при помощи
молотка. Прессовая клепка позволяет получать заклепочные соединения более
высокой прочности и более гладкую поверхность обшивки, но она требует хоро-
ших подходов к объекту клепальных работ. На качество заклепочного соеди-
нения оказывает вес молотка. Излишне тяжелый или легкий молоток приводит
к снижению прочности шва и ухудшению гладкости склепываемой поверхности.
Зависимость веса молотка от диаметра заклепки следующая:
Диаметр заклепки, мм
Вес молотка, Г . .
2,6 3,0 3,5 4,0
5,0 6,0—8,0
100—150 150—200 200—300 350—400
400—450 450—500
Замена заклепок. В случае браца при клепке приходится заменять заклеп-
ку. Для этого ее высверливают и вместо нее в это же отверстие ставят новую.
Для удаления заклепки в центре закладной головки делают керном углубление,
затем сверлом меньшего диаметра, чем диаметр заклепки, высверливают стер-
жень, отламывают бородком головку и выталкивают стержень заклепки.
10 Зак. 223 289
&. Размеры и расчет заклепочных соединений
Диаметр отверстия d под заклепку определяется по формуле
d = d0 0,1 мм, t
Длина заклепки L (рис. 8.8, а) выбирается такой, чтобы ее стержень запол-
нял зазор в заклепочном отверстии и его хватило бы для образования замыкаю-
щей головки. Длина заклепки находится по формуле
L = s 1,3 dg мм,
где L — длина заклепки, мм; s — суммарная толщина соединяемого паке-
та, мм.
Шаг заклепочного соединения t (рис. 8.8, б) определяется по приближенной
формуле:
t = 3d„ мм (для односрезного шва);
t = 5d„ мм (для двухсрезного шва).
Расстояние оси заклепки от края листа а = 2dg 2 мм.
При ремонте герметических кабин применяют двухрядный заклепочный
шов, шаг которого определяется по формуле
/ = (44-5)d„,
а расстояние между рядами — по формуле
/„ = (0,6 4-0,8) t.
Нагрузка на заклепки. Заклепки в соединениях работают на срез, смятие
и в ряде случаев (крепление обшивки к каркасу) на отрыв головки.
Точно определить силу трения в заклепочном соединении довольно трудно.
Поэтому считают, что нагрузка равномерно распределена между всеми заклеп-
ками. На самом деле, чем больше заклепок в ряду, тем неравномернее они рабо-
тают, причем больше всего нагружены крайние заклепки из-за недогрузки сред-
них.
Усилие, приходящееся на одну заклепку Р„, определяется по формуле
nd2
po=z~^~ (т)ср.
где z — число одновременно срезающихся сечений;
d — диаметр отверстий под заклепку, см;
(т)ср — допустимое напряжение на срез, кГ!см^.
Рис. 8.8. Параметры заклепочных соединений:
а — длина стержня заклепки, диаметр и толщина пакета; б — расстояние между
заклепками
29Q
Материал заклепок и маркировка
Таблица 8.4
Алюминиевые сплавы Стали. Меди и латуни
В9в В65 Д18П Д19 П А Ми АМг5 АД1 2ОГА 10 15 1М8НЭТ М2 Л62
без маркировки. (?х) © CD без маркировки
Количество заклепок в шве п определяется выражением
Р
П --------л----- •
SM1IH “ (°)см
где Р — усилие на узел;
«мин — наименьшая толщина соединяемых листов, см.
(°)см — допустимое напряжение на смятие, кГ/см1',
Для заклепок из стали 2 напряжение (т)ср = 10004-1400 кГ/см1, (а)см =
= 2100 кГ/см2.
Подтяжка заклепок. Ослабление заклепок устраняют подтяжкой, умень-
шая тем самым концентрацию напряжений около заклепочных отверстий. Под-
тяжка заклепок позволяет в 1,5—2 раза повысить их выносливость при повтор-
ных статических нагрузках.
Подтяжка осуществляется уменьшением высоты замыкающей головки
(осадка) с использованием прямого или обратного метода клепки. Потайные
и непотайные ослабленные заклепки диаметром 3—3,5 мм, изготовленные из ма-
териала Д18 или В65 (при отсутствии утопания закладных головок потай-
ных заклепок), подтягивают на величину 0,2—0,35 мм.
При обнаружении лунки в целях уменьшения концентрации напряжений
и возможного появления трещин производят заблаговременно подтяжку зак-
лепки, около которой обнаружена лунка.
9. Маркировка и обозначение заклепок
Маркировка заклепок предназначена для того, чтобы отличить стержневые
заклепки одну от другой по материалу. На головках заклепок в процессе изго-
товления на посадочных автоматах ставят условные обозначения в виде выпук-
лых или углубленных крестиков, точек, черточек (табл. 8.4); кроме того, иногда
для отличия заклепок по диаметру и длине их окрашивают в разные цвета.
Заклепки с потайными головками, предназначенные для присоединения
обшивки, маркируются, как правило, углубленным знаком. Это дает возмож-
ность контролировать клепаный шов. Заклепки из сплава В65 и сталей 10,
15А не маркируются, отличить их можно по весу и цвету. Также не маркируются
заклепки из материалов IXI8H9T, медные и латунные.
Обозначение заклепок состоит из четырехзначного числа, содержащего
информацию о форме головки и материале заклепки, и добавляемых к нему ин-
декса «А» и цифр,-обозначающих диаметр и длину стержня заклепки. Так, нап-
ример, обозначение 3517А-5-10 имеет заклепка из дюралюминия Д18 с полукруг-
лой головкой, диаметром 5 мм, длиной 10 мм. В чертежах встречаются также
обозначения заклепок, состоящие из названия материала и условного обозна-
чения головки: ЗК — полукруглая, ЗУ — потайная и др.
10*
291
id. Технические условия на закйепбчные соединения при ремонте
Неплотное прилегание закладной головки. Допускается неплотное прилега-
ние закладной головки заклепки до 0,1 мм, но не более чем у 5% общего коли-
чества заклепок в ряду.
На обшивке крыла от носка до наибольшей толщины профиля допускается
выступание потайных головок заклепок в пределах от 0,05 до 0,15 мм, а от наи-
большей толщины профиля до задней кромки — от 0,05 до 0,2 мм. Ослабленные
заклепки не допускаются.
Прочность заклепок на срез. Прочность материала заклепок на срез для
Д18П, В65, АМц, АМг5, АМг5П и В94 составляет соответственно 19; 26; 7,5;
17; 19; 32 кГ/мм? и относительное удлинение в % 24; —; 20; 23; 20; 22; для ста-
лей 15А, 20ГА и IXI8H9T (Я1Т) — 32, 55, 44 кГ/мм1 и относительное удлинение
в % — 24, 19 и 40%.
Прочность на смятие листов и профилей из Д16АТ при заклепках с высту-
пающими головками 60—70 кПмм2’, при заклепках с потайными головками —
40 кГ/мм2-, при герметичной клепке — 30 кГ I мм1^.
Равнопрочные диаметры заклепок. Диаметр стержня заклепки подбирают
из условия равнопрочности элементов соединения.
Он должен быть равен толщине наиболее тонкого из склепываемых лис-
тов, поделенной на 0,8 и уменьшенной на отношение сопротивлений: листа —
смятию и заклепки — срезу.
Так, например, для герметичности шва диаметр заклепки из Д18П при тол-
2 30
щине обшивки из Д16АТ, равной 2 мм, должен быть y-g • jg = 4 мм. При
меньшем диаметре заклепки листы будут недогружены, при большем —
перегружены. Шаг заклепочного шва должен быть не менее 3,5 диаметров зак-
лепок.
Ширина перемычки. Ширина перемычек между центрами отверстий
при прямом расположении заклепок в рядах должна быть 3,8 диаметра,
при шахматном — 2,8 диаметра; между центром крайнего отверстия и кромкой
листа — не менее 2 диаметров.
Отверстия под заклепки. При сверлении отверстий под заклепки диаметр
сверла должен быть на 0,1 мм больше номинального диаметра заклепки.
При диаметрах заклепок до 3 мм наибольшая допустимая разность между диа-
метром отверстия и номинальным диаметром заклепки составляет 0,2 мм,
при диаметрах от 3 до 5 мм — 0,25 мм, при больших диаметрах — 0,3 мм.
Выполнение клепки. Для предотвращения выпучивания листов клепку
осуществляют от середины шва к краям. Поставив первую заклепку, ставят
четвертую от нее в одну сторону и четвертую — в другую, далее — две соседние
с первой, затем — две оставшиеся. После этого ставят пятую, шестую и следую-
щие заклепки в каждую сторону.
Образование головки заклепки. Для образования головки правильной
формы длина стержня заклепки должна равняться толщине склепываемого
пакета плюс 1,3 диаметра стержня. После расклепки диаметр замыкающей
головки должен равняться 1,5 диаметра стержня, а высота головки ’— 0,5 диа-
метра стержня.
Назначение заклепок из алюминиевых сплавов. Заклепки из сплава повы-
шенной пластичности Д18 предназначены для соединения элементов конструк-
ции средней прочности и работающих при температуре не выше 100° С. Заклеп-
ки из сплава В65, имеющие более высокие показатели прочности при срезе,
используются для соединения нагруженных элементов, работающих при 100—
125° С.
Для сильно нагруженных конструкций применяются заклепки из сплава
В94, обладающие самыми высокими показателями механической прочности.
Для конструкций, работающих до 250—300° С, предназначены заклепки из
материала Д19, обладающие высокими показателями прочности.
Заклепки, изготовленные из перечисленных сплавов, кроме Д19, поставля-
ются термически обработанными (закалка и старение) без ограничения
времени использования после термообработки.
292
Заклепки из сплава Д19 применяются в свежезакаленном состоянии.
Время использования заклепок после закалки зависит от их диаметра и сос-
тавляет не более 6 ч при диаметре заклепок 2,6—5 мм, 4 ч — для заклепок
диаметром 5,5—6 мм и 2 ч — для заклепок диаметром свыше 6 мм (время ис-
пользования заклепок после закалки указано при условии их хранения при нор-
мальной температуре). Если в течение этого времени заклепки небыли использо-
ваны, то они подвергаются повторной термообработке. После расклепывания
заклепки приобретают максимальную прочность через пять суток естественного
старения.
Заклепки из сплавов АМг, АМг5 и АМц применяются для соединения слабо-
нагруженных конструкций из алюминиевых и магниевых сплавов. Данные
сплавы термообработкой не упрочняются и используются в отожженном состоя-
нии.
Заклепки из углеродистых, легированных и нержавеющих сталей и титана
используются для соединения деталей самолетов, работающих при значительных
температурах. Заклепки из углеродистых сталей С15А, 20ГА применяются для
клепки силовых узлов конструкции самолета, выполненных из сталей. Сталь
ЗОХГСА применяется для изготовления заклепок с высоким сопротивлением
срезу и штырьковых заклепок. Особенностью применения заклепок из нержа-
веющей стали 1Х18Н9Т является то, что для их расклепывания требуются зна-
чительные усилия прессования. Титановые заклепки обладают достаточной проч-
ностью при высоких температурах и, кроме того, дают экономию в весе до 40%
по сравнению с такими же заклепками из легированной стали.
Повышение коррозионной стойкости заклепок из алюминиевых сплавов
достигается анодированием их в сернокислотных ваннах. Заклепки из углеро-
дистых и легированных сталей оцинковывают или кадмируют. Заклепки из нер-
жавеющих сталей и титановых сплавов защитных покрытий не требуют.
Антикоррозионная обработка отверстий в элементах из магниевых сплавов
заключается в оксидировании раствором следующего состава: селенистая кис-
лота — 20 Г; двухромовокислый натрий — 10 Г; вода — 1 л.
Отверстия после смачивания раствором с помощью ватного тампона про-
сушивают до образования оксидной пленки. Заклепки разрешается ставить
в сухое отверстие.
Заклепки для соединения элементов из магниевых сплавов изготовляются
из сплавов Д18, В65 и АМго. При использовании заклепок из Д18 и В95 их
покрывают грунтом АЛГ-1, что создает дополнительную защиту от коррозии
магниевого сплава. Клепку производят по сырому грунту. При применении
заклепок АМг5 грунтовка не требуется.
Допустимое напряжение смятия. Величина допустимого напряжения смя-
тия зависит от толщины материала и составляет для Д16АТ толщиной 0,3—
1 мм — 60 кГ/мм2', Д16АТ толщиной 1,2—10 мм — 70 к.Г!мм2', С20 толщиной
1 —10 мм — 70 кГ/мм2.
Величина допустимого напряжения смятия Осм.доп ~ 1,7ов.
Смешение заклепок разных материалов. С целью уменьшения числа закле-
пок в стыковых соединениях допускается постановка стальных заклепок марки
15А или постановка их через одну с дюралюминиевой, а также могут быть при-
менены заклепки с высоким сопротивлением срезу. Однако применение послед-
них возможно лишь в том случае, если на ремонтируемом участке не действуют
отрывающие усилия по оси стержня заклепки.
Постановка стальных шайб. При использовании стальных заклепок для
соединения дюралюминиевых профилей под закладные и замыкающие головки
ставят стальные шайбы для предотвращения деформации профиля. При склепы-
вании дюралюминиевых деталей со стальными замыкающая головка заклепки
должна быть со стороны стальной детали.
Применение штырьковых заклепок. При ремонте лонжеронов и стрингеров,
когда имеется только односторонний подход к ремонтируемому участку, приме-
няют штырьковые заклепки, работающие только на срез.
Штырьковые заклепки и заклепки с высоким сопротивлением срезу ста-
вятся в отверстия, обработанные после сверления разверткой. Такая обработ-
ка отверстия возможна потому, что при соединении элементов конструкции этими
заклепками не происходит деформация стержня, в противном случае может
293
Получиться посадка с недопустимо большими зазорами. Наличие же зазора
между стержнем заклепки и отверстием приводит к снижению прочности и вынос-
ливости соединения особенно при повторно-статических и вибрационных нагруз-
ках.
Геометрические допуски. Во всех случаях ремонта лонжеронов и стринге-
ров по возможности используют старые отверстия. Минимальное расстояние
между заклепками устанавливают не менее (44-5) d. Установка заклепок в мес-
тах подсечек, сгибах и радиусах закругления не допускается. Расстояние
от края детали до центра заклепки должно быть не менее (24-2,5) d, а расстоя-
ние между рядами в многорядном шве — Сх = (0,54-0,8) t.
11. Размеры и расчет болтовых соединений
Длина болта L определяется по формуле
L = s-)-6+/f+AA,
где L — длина болта;
s — толщина соединенного пакета;
6 — толщина шайбы;
h — высота гайки;
АЛ — запас нарезной части болта (1—2 шага резьбы).
Полученная длина болта округляется до ближайшей большей стандартной
длины.
Болты в соединениях работают на срез, смятие и разрыв.
Расчет на срез. На срез болт рассчитывается по формуле
Рб. ср
Тср = “< Тв’
где Рб.ср — сила, срезающая болт;
п — число плоскостей среза болта;
тв — предел прочности на сдвиг материала болта (при отсутствии дан-
' ных тв принимается равным 0,6 <тв).
Напряжения смятия болта равны напряжениям смятия проушины под
болтом, и поэтому болт на смятие должен проверяться лишь в том случае, если
материал его слабее материала проушины, что бывает редко.
Расчет на растяжение. На растяжение болт проверятся в сечении нарезной
части по формуле
Рб. раСт
а = ------—— < 0.65 ств,
где Рб.раст — сила, растягивающая болт;
dt — внутренний диаметр резьбы.
Коэффициент 0,65 учитывает концентрацию напряжений в нарезной части
болта.
Если болт одновременно подвергается растяжению силой Рб.раст и срезу
силой Рб.ср, то расчет болта производится на срез:
Рб. ср
Тср= “ <
nF
294
где F — площадь сечения болта;
k — коэффициент, определяемый в зависимости от отношения
Св Рб. раст
------------------, где ов = ---------.
Тер------------------F
Нагружение группы болтов. Группы болтов могут быть нагружены силой,
приложенной в центре жесткости (ц. ж.) этой группы и вне его. Координаты ц. ж.
определяются по формулам
liFtXi ^Ftyt
где Xi, yi — координаты центров болтов;
Fi — площадь среза болта;
i — порядковый номер заклепки.
Если сила приложена в ц. ж. болтового соединения, то нагрузка на один
болт
где Fi — площадь среза (или смятия либо разрыва) болта.
В том случае, если сила приложена вне ц. ж., то момент внешней силы от-
носительно ц. ж. соединения может при этом действовать в плоскости, перпен-
дикулярной осям болтов, когда болты работают лишь на срез (смятие), и в плос-
кости, параллельной осям болтов, когда болты работают на срез (смятие) от
внешней силы и на разрыв от момента.
12. Характеристики и применение эпоксипластов
Эпоксипласты — термореактивные композиционные пластмассы, полученные
на основе эпоксидных смол. Методом холодного литья из них изготовляют ма-
лонагруженные детали машин и приборов, а в ремонтном деле применяют в каче-
стве антифрикционных материалов при восстановлении подшипников скольже-
ния, гидро- и пневмоцилиндров и в качестве клея или герметизирующего мате-
риала.
Эпоксипласты состоят из эпоксидной смолы, наполнителя, пластификатора
и отвердителя.
Эпоксидная смола в составе композиции выполняет роль связывающего ве-
щества, обладает хорошей адгезией и обеспечивает необходимую прочность массы.
Для изготовления эпоксипластов применяют смолы ЭД-6 и ЭД-5 и в качест-
ве заменителя Э-40 и твердых смол — Э-41. Первые представляют собой жидкости
светло-желтого или светло-коричневого цвета. Наиболее вязкой является смола
ЭД-6.
Наполнителями служат неорганические вещества: окись цинка, железный
порошок, стекловолокно, каолин, алюминиевая пудра, окись железа, чугунный
порошок, фарфоровая мука, цемент, асбестовая мука, маршалит и др. Напол-
нители равномерно распределяются по всей массе связующих, находясь в ней
во взвешенном состоянии.
Наполнители способствуют улучшению механических свойств пластмассы,
уменьшают усадку и текучесть, повышают способность материала поглощать
удары и вибрации и снижают относительный коэффициент линейного расшире-
ния.
Пластификаторы повышают эластичность отвержденной смолы и уменьшают
хрупкость. В качестве пластификатора, например, применяется дибутилфталат.
Отвердители. В качестве отвердителей применяют полиэтиленполиамин,
метафинилендиамин, триэтаноламин, гексаметилеидиамин и другие соединения,
содержащие аминогруппы.
295
Полиэтиленполиамин представляет собой маслянистую жидкость светло-желтого
цвета. Этот отвердитель не образует летучих веществ (газовых скоплений) внут-
ри массы, что дает возможность производить склеивание эпоксидными клеями
без применения давления.
Процесс приготовления эпоксипластов состоит в следующем. В нагретую
до 50—80° С эпоксидную смолу вводят дибутилфталат и тщательно'перемешивают
в течение 10—15 мин. Затем смесь охлаждают до комнатной температуры, вводят
полиэтиленполиамин и вновь перемешивают в течение 5—6 мин до получения
однородной сметаноподобной массы. Эпоксидную смолу с отвердителем нужно
перемешивать в широкрй открытой посуде небольшими порциями по 80—100 г,
так как при смешивании происходит значительное выделение тепла. Нельзя
смешивать смолу с отвердителем при температуре выше 35° С во избежание рез-
кого возрастания температуры и быстрого отверждения массы.
Наполнители вводят в смолу в виде порошков или паст и также тщательно
перемешивают до получения однородного состава.
Для уменьшения пористости смесь рекомендуется подогревать. Композицию
на основе смолы ЭД-6 прогревают в течение часа при 80° С или в течение 1,5 ч
при 60° С, затем в композицию вводят отвердитель. Композицию на основе
ЭД-5 прогревают при 40° С в течение 15 мин.
Испытания пластических масс на механическую прочность производят
на растяжение по ГОСТ 4649—62, на сжатие — по ГОСТ 4651—62, на пластичес-
кий изгиб — по ГОСТ 4648—63, удельную ударную вязкость определяют
по ГОСТ 4647—62, твердость — по ГОСТ 4670—62, теплостойкость — по
ГОСТ 9551—60.
13. Изготовление деталей из эпоксипластов методом
холодного литья
Применение эпоксипластов дает возможность достаточно быстро и качест-
венно изготовлять детали методом холодного литья в формы.
Композиция холодного эпоксипласта. Эпоксидная композиция, применяемая
для холодного литья, имеет следующий состав (в весовых частях):
Эпоксидная смола ЭД-6...................................100
Дибутилфталат ...........................................25
Полиэтиленполиамин.......................................15
Цемент марки 400 или 500 .............................. 200
Расчет количества пластмассы. Необходимое количество пластмассы Q оп-
ределяют по формуле
<2=1,1 уб Г,
где 1,1 —коэффициент, учитывающий потери пластмассы;
у — удельный вес пластмассы, г/см3-,
о — заполняемый объем, с.гР.
Магнезитовая композиция для опок. Формы (опоки) для отливок изготов-
ляют из магнезитовой композиции следующего состава (в весовых частях):
Магнезит..............................: ....:. .100
Марш алит..............................................50
Хлористый магний ......................................80
Вода..................................................-40
Приготовляют магнезитовую композицию следую-
щим образом: 80 вес. ч. хлористого магния растворяют в 40 вес. ч. воды. Тща-
тельно смешанные навески магнезита и маршалита постепенно вводят в водный
раствор хлористого магния. Полученная композиция отверждается через 6—8 ч.
Форму изготовляют также из цемента, гипса или формовочного песка, сме-
шанного со связующими.
296
Армирование эпоксидных деталей. Для повышения прочности эпоксидные
детали можно армировать металлической сеткой, стекловолокном, алюминиевы-
ми или стальными волокнами, металлическими стержнями и т. п. Сильно нагру-
женные детали должны иметь прочный пространственный каркас из арматуры,
служащий опорой для всей эпоксидной композиции.
При отливке можно заделывать в изделие шпильки, планки, втулки и другие
детали.
Для получения отверстий в отливке в форму устанавливают стержни, сма-
занные разделительным слоем. Резьбовые отверстия можно получить установкой
резьбовых стержней.
Обезжиривающий раствор. Обезжиривание производят в растворе следующе-
го состава (в весовых частях):
Фосфорнокислый натрий ..................................25
Углекислый натрий.......................................25
Препарат ОП-Ю.......................................... 15
Вода ...........................................: : : : 500
Температура раствора 80—90° С. Время обезжиривания стальных и ла-
тунных деталей 10 мин, алюминиевых — до 3 мин. Обезжиренные детали про-
мывают в горячей воде, протирают и смазывают эпоксидной смолой.
Термообработку литых деталей производят вместе с формой. Деталь нагре-
вают в электропечи до 30° С и выдерживают при этой температуре в течение 8 ч.
Затем температуру в печи повышают до 50° С и деталь выдерживают 24 ч, после
чего температуру снижают до 30° С и выдерживают деталь 12 ч. Далее деталь
медленно охлаждают вместе с печью. Термообработка ускоряет процесс поли-
меризации пластмассы, устраняет внутренние напряжения и увеличивает проч-
ность отливок.
Недостатки литых эпоксидных деталей — относительно низкая ударная
вязкость и недостаточная прочность.
14. Заделка трещин и наложение заплат
Ремонт деталей эпоксидными пластиками производят в тех случаях, когда
детали малонагружены, и заделка трещин и пробоин требуется для восстановле-
ния герметичности изделия.
Заделка трещин замазкой. Вначале трещину обрабатывают с V-образным
разделом кромок на ширину 8—10 мм по обе стороны от трещины. Затем по кон-
цам трещин сверлят отверстие диаметром 3—3,5 мм. Далее обработанную
поверхность промывают ацетоном или спиртом и через 10—15 мин на нее наносят
замазку.
Состав эпоксидной замазки (в весовых частях) следующий:
Эпоксидная смола ЭД-6 . . •............................100
Дибутилфталат . *..................................... 20
Полиэтиленполиамин......................................10
Железный порошок..................................... 100
Заделанную трещину подгоняют по цвету ремонтируемой детали вводом
В композицию соответствующих наполнителей или добавлением пигментов.
Детали после ремонта выдерживают в течение 25—30 ч.
Обработку шва после заделки трещин производят любым режущим инстру-
ментом — шабером, напильником, фрезой и т. п.
Заделка трещины жгутом. Трещину можно заделывать жгутом из стекло-
волокна, пропитанного эпоксидной смолой. Жгут прокладывают по V-образ-
ному пазу и придавливают гладким металлическим листом. После отверждения
лист снимают, а ремонтное место обрабатывают режущим инструментом.
Устранение пробоин. Пробоины перед заделкой обрабатывают (по овалу
или окружности) абразивным кругом или напильником для придания правиль-
ной геометрической формы. По краю пробоины снимают широкую фаску. Затем
297
края промывают и смазывают эпоксидной смолой. В обработанное отверстие
закладывают нужное количество стеклоткани, пропитанной эпоксидной смолой,
и придавливают листом, прикрывающим скосы фаски.
Пробоины можно заделывать и заплатами из тонкой жести (металла). Для
этого заплату очищают от окислов и обезжиривают. Далее на поврежденное место
наносят эпоксидный клей, затем прикладывают приготовленную заплату. По-
верх заплаты накладывают стеклотканевый пластырь, смоченный клеем, и плотно
прижимают грузом. После отверждения пластмассы груз снимают, а деталь за-
чищают напильником или шабером.
Заплаты устанавливают при малом давлении на стенку детали.
15. Ремонт шпилек
При замене шпилек обычно в изношенное резьбовое отверстие ставят новую
утолщенную нестандартную шпильку. При использовании эпоксидного клея
можно в изношенное отверстие корпуса ставить обычную стандартную шпильку.
При этом резьбовое отверстие в корпусе и резьбу шпильки тщательно очищают
от загрязнений, обезжиривают ацетоном и смазывают клеем. Затем после уста-
новки предохраняют шпильку от случайных смещений до полного отверждения
клея (в течение 25—30 ч).
Постановка безрезьбовой шпильки. В корпусе детали сверлят отверстие
на 0,2—0,3 мм больше диаметра ненарезанного конца шпильки. Поверхности
отверстия и шпильки зачищают, обезжиривают и смазывают клеем. Затем
шпильку вставляют в отверстие и выдерживают до отверждения клея (в течение
25—30 ч). Крепление получается надежным благодаря хорошей адгезии эпок-
сидного клея к металлу.
16. Заделка забоин и задиров
Забоину высверливают или выфрезеровывают и по форме полученного паза
изготовляют наделку по 4—5 классу точности из того же материала, что и ре-
монтируемая деталь. Высота наделки должна быть больше глубины паза на
1—2 мм. Сопрягаемые поверхности паза и наделки промывают растворителем
и покрывают слоем эпоксидного клея. Затем устанавливают наделку и прижи-
мают грузом, создающим давление около 8 кГ/см2.
После отверждения пластмассы наделку опиливают заподлицо.
Задиры устраняют эпоксидной замазкой следующим образом.
Поврежденные поверхности зачищают шабером или абразивным кругом и
промывают растворителем. По испарении растворителя на поврежденную по-
верхность с припуском наносят замазку и выравнивают шпателем. После от-
верждения замазки заделанные места обрабатывают до необходимой точности.
Замазкой также можно выравнивать вмятины, небольшие забоины, ракови-
ны и другие повреждения поверхностей.
Состав замазки (в весовых частях) приведен на стр. 297.
Для того чтобы заделанная трещина не отличалась по цвету от цйета детали,
в композицию вводят соответствующие наполнители или добавляют пигменты.
Детали после ремонта выдерживают в течение 25 — 30 ч.
17. Склеивание и герметизация деталей при ремонте
Для получения прочного соединения склеиваемые поверхности тщательно
очищают, обезжиривают, создают шероховатость поверхности не выше 3—4
классов чистоты и правильную геометрическую форму путем пригонки одной
детали к другой. Очень чистые поверхности (6—14 классов чистоты) склеиваются
хуже и для улучшения адгезии их обрабатывают пескоструйной обдувкой или
грубой наждачной шкуркой. Зазор между склеиваемыми поверхностями допус-
кают не более 0,05—0,10 мм. Затем поверхности промывают растворителями:
ацетоном, спиртом или авиационным бензином Б-70.
298
Нанесения клея и совмещение
деталей. Через 5—10 мин после про-
мывки поверхностей растворителем
наносят кистью или шпателем рав-
номерный слой клея толщиной не бо-
лее 0,1 мм. Далее детали совмещают
надвиганием одну на другую так,
чтобы между ними не оказалось пу-
зырьков воздуха (рис. 8.9). Вытес-
ненный клей удаляют чистой тряп-
кой, смоченной в растворителе, или
механической обработкой после от-
Рис. 8.9. Схема совмещения деталей при
склеивании
верждения клея. Рекомендуется склеиваемые детали нагружать равномерным
по всей поверхности давлением 8—9 кГ/см2.
Отверждение клеевого слоя при нормальной температуре длится 25—30 ч.
Для сокращения времени отверждения до 2—3 ч детали подогревают в термо-
стате до 120° С.
Для изделий, работающих в условиях резких температурных изменений,
чистый без наполнителей клей непригоден. Для этого в состав клея вводят
пластификаторы и наполнители.
Первые снижают температурный коэффициент линейного расширения клея,
делая клей более хрупким.
Относительный температурный коэффициент линейного расширения
(ОТКЛР) клея с наполнителем определяется по формуле
ак = °с
7п + бу С
где ас, ан — ОТКЛР соответственно чистого клея и наполнителя, 1/град;
Ус, Та — удельный вес соответственно чистого клея и наполнителя, г/см3',
б — отношение (в весовых частях) количества наполнителя к ко-
личеству чистого клея.
Клеевые соединения контролируют осмотром и специальными приборами.
Вначале обращают внимание на потеки клея у клеевых швов. Наличие неболь-
шого равномерного вытекания свидетельствует о качественной склейке деталей.
Затем щупом 0,03 мм отыскивают возможные краевые пустоты. Контроль также
производят простукиванием, дефекты определяют на слух по изменению тона
звука. Допускаются пустоты (зазоры) не более 5% длины клеевого шва.
Универсальный эпоксидный клей. При ремонтных работах применяют клей
следующего состава (в весовых частях):
Эпоксидная смола....................................... 100
Пластификатор ..........................•................ 20
Отвердитель ............................................. 10
Наполнитель...........................•.................до 300
Этим эпоксидным клеем склеивают сталь и пластмассы, сталь и бронзы,
сталь и чугун, сталь и дерево и другие материалы.
Устойчивость клеевых соединений. Клеевые соединения устойчивы к воздей-
ствию смазочных масел, керосина, не взаимодействуют с кислородом воздуха
и водой. При отверждении клей не выделяет летучих веществ, дает небольшую
усадку (не более 0,5%) и не образует усадочных трещин при переходе в твердое
состояние.
Жизнеспособность клея. Клей приготовляют непосредственно перед при-
менением. С момента приготовления композиции до начала отверждения про-
ходит не более 30 мин. Срок жизнеспособности клея продляют до 60 мин введе-
нием в его состав разбавителей— окиси стирола, ацетона, спирта или эпихлор-
гидрина.
299
Склеивание небольших деталей осуществляется эпоксидным клеем ПР,
приготовленным на основе твердой эпоксидной смолы Э-41. Этот клей обладает
жизнеспособностью (до 6 месяцев) и совершенно безвреден.
Детали, склеенные эпоксидным клеем ПР, имеют достаточную прочность
на разрыв, выдерживают все операции механической обработки, хорошо проти-
востоят ударам и вибрационным нагрузкам, устойчивы к переменам темпера-
тур в диапазоне от —60 до +100° С.
Склеивание сталей производится клеем следующего состава (в весовых
частях):
Эпоксидная смола Э-41.....................•..........100
Дициандиамин..........................•................7
Железный порошок....................................100
Эпоксидную смолу и отвердитель, взятые в необходимом количестве, тща-
тельно измельчают и просеивают через сито. В полученный порошок добавляют
наполнитель. Приготовленную смесь расплавляют при 100—110° С и отливают
в бруски.
Технология склеивания. При склеивании детали нагревают
до НО—120° С и натирают бруском клея. Клей плавится на нагретой детали
и растекается по поверхности равномерным слоем. После покрытия поверх-
ности слоем клея детали соединяют и стягивают струбцинами или прижимными
планками. Собранные детали помещают в термостат, где происходит полимери-
зация клея.
Эпоксидный клей нейтрален к металлам, не вызывает коррозии и не способ-
ствует ее развитию. При отверждении клей не образует летучих веществ, хоро-
шо заполняет зазоры между склеиваемыми поверхностями и дает достаточно проч-
ные и устойчивые клеевые швы.
При помощи клея можно наращивать изношенные детали наклеиванием
наделок, восстанавливать посадочные места подшипников, заделывать трещины
и производить другие работы.
Герметики эпоксидные. Эпоксидные композиции применяют и в качестве
герметиков, так как они обладают высокой газонепроницаемостью и достаточно
хорошей адгезией к металлу.
Отверждение эпоксидных герметиков происходит при комнатной темпера-
туре. Герметики холодного отверждения более удобны и они не требуют специаль-
ного оборудования, к тому же при отверждении не образуют пористости; не со-
держат летучих веществ и наличие наполнителей уменьшает усадку; и в гермети-
зирующем слое не образуются усадочные трещины.
Герметизирующий слой не разрушается от воздействия кислорода воздуха,
воды и минеральных масел.
Эпоксидные герметики применяют для герметизации неразъемных соедине-
ний.
18. Приклеивание наделок на поврежденные поверхности
Применение эпоксидного клея позволяет быстро и надежно производить
ремонт поверхностей установкой наделок без применения крепежных деталей.
Для этого после механической обработки поврежденного участка поверхность
тщательно промывают,' обезжиривают, высушивают и покрывают тонким слоем
клея. Затем после некоторой выдержки на подготовленные поверхности устанав-
ливают наделку и закрепляют ее по концам. Для лучшего прилегания наделку
нагружают грузом, обеспечивающим необходимое равномерное давление на склеи-
ваемой поверхности.
Качество склеивания проверяют осмотром и простукиванием на слух. После
отверждения клеевого слоя поверхности наделок обрабатывают обычными мето-
дами.
При повторном ремонте поврежденные наделки отрывают, поверхность тща-
тельно очищают от остатков клея и приклеивают к ним новые наделки.
Толщина наделок допускается не более 6 мм.
Составы эпоксидных клеев (в весовых частях):
300
а) первый состав:
Эпоксидная смола ЭД-6.......................... ... 100
Дибутилфталат ...................................... 20
Полиэтиленполиамин...................................10
Портландцемент 400 ........................• .... 40
б) второй состав:
Эпоксидная смола ЭД-5.......................... ... 100
Жидкий тиокол........................................20
Полиэтиленполиамин...................................10
Кварцевая мука................ . . ................75
19. Ремонт трущихся поверхностей тормозных устройств
Трущиеся поверхности тормозных устройств сильно изнашиваются, и ре-
монт их сводится к замене облицовочного фрикционного материала. При этом
облицовка должна плотно прилегать к колодке или ленте. Поверхность контакта
фрикционной облицовки с металлом должна составлять не менее 80—90% всей
рабочей площади тормоза. Допускаются местные зазоры не более 0,2—0,3 мм.
Надежность крепления. Применение эпоксидного клея упрощает ремонт
тормозов и улучшает конструкцию узла. При замене клепки склеиванием уве-
личивается срок службы тормозных устройств, устраняются вибрации облицо-
вочного материала при торможении. Прочность крепления облицовки на клею
значительно выше. Концентрация напряжений в отдельных точках рабочих
поверхностей полностью исключается.
Технология ремонта. Детали очищают от загрязнений и окислов, промы-
вают ацетоном или спиртом и сушат до удаления растворителя. На подготов-
ленные поверхности наносят слой клея и выдерживают 10—15 мин, затем детали
соединяют. Склеенную колодку или ленту ставят на тормозной барабан и плотно
прижимают к плоскости трения барабана. В собранном виде тормоза выдержи-
вают в течение 25—30 ч до полного отверждения клея.
20. Технические характеристики клея ВК-9
Клей ВК-9 относится к эпоксидным клеям, отверждаемым неизкомолеку-
лярными полиамидами, и не содержит растворителей. Он может применяться
для склеивания металлов и неметаллических материалов (стеклопластиков, ке-
рамики, дерева и др.).
Клей готовится смешением компонентов перед употреблением; его жизне-
способность в зависимости от температуры следующая:
Температура, °C.................... 0—5 18—23 30—35
Время, ч ... ..................... 30 2,5 1,0
Средний расход клея при склеивании металлов составляет 160 Пм2, неме-
таллических материалов — 250—300 Г1м2.
Характерной особенностью клея является его быстрое отверждение: после
выдержки при 20° С в течение 5—7 ч прочность клеевого соединения достигает
10—12 кГ/см2, а после 18—24 ч — 150—160 кГ/см2. Клей хорошо заполняет
зазоры между склеиваемыми поверхностями и надежно их скрепляет (табл. 8.5).
Прочность клеевых соединений на клее ВК-9 не снижается после воздействия
переменных температур от —60 до +125° С в течение 30 суток. Клеевые соеди-
нения устойчивы к действию масла и бензина. При опытной выдержке в воде
при 20° С в течение 30 суток прочность клеевых соединений снизилась на 20%
301
Таблица 8.5
Прочность соединений различных материалов на клее ВК-9
Склеиваемые материалы
Дюралюминий
Сталь ЗОХГСА
Титановый сплав ОТ-4
Стеклотекстолит ФН
Керамика РТПК
Предел прочности при сдвиге, кГ/см*
при—60°С при 20°С при 125°С при 150°С при 250°С
150 150 50 30 10
256 229 49 32 10
137 180 78 50 10
— 79 20 18 10
— 127 131 40 —
21. Теплостойкие клеи
Развитие химии позволило создать синтетические клеи для соединений ме-
таллов и неметаллов, подвергающихся нагреву до 150—250° С. К ним относятся
клеи ВК-1, ВК-7, ВК-32-200, МПФ-1, ФЛ-4С, ВС-ЮМ, ВК-32-ЭМ и др. Мате-
риалы, соединенные этими клеями, имеют предел прочности при отрыве при раз-
личных температурах от 20 до 500 кГ/ся?.
Влагостойкость клеев. При работе в условиях переменной и высокой влаж-
ности, а также в условиях непосредственного воздействия воды имеет большое
значение водостойкость клея, выражающаяся в его прочности при воздействии
на него воды.
Например, предел прочности в кПсм1 после действия воды при тем-
пературе 20°С в течение 30 суток для различных клеев составляет: ВК-32-200—
200; ВС-ЮМ —90; ВК-32-ЭМ — ПО; ВК-1 — 145.
Расход клеев в клеесварных конструкциях не превышает 200—250 Г/м?
поверхности, покрытой клеем.
Для склеивания узлов в конструкциях, эксплуатируемых при температуре
200—250° С, применяют клеи ВК-7. Прочностные показатели клея ВК-7 (80-т-
-г 90 кГ/см?) несколько ниже, чем у клея ВК-1, но они остаются практически
неизменными до температуры 230° С.
22. Техника безопасности при работе с эпоксипластами
Эпокснпласты токсичны. Попадая на незащищенные участки тела, они вы-
зывают кожные заболевания. При нагревании до 60° С и выше из них выдели
ются летучие вещества (эпихлоргидрин и толуол).
Пары этих веществ токсичны и вызывают заболевание глаз, дыхательных
путей и нервной системы.
Дибутилфталат (пластификатор) вызывает зуд н ожоги незащищенных участ-
ков кожи лица и рук, а при попадании на слизистые оболочки глаз — тяжелые
заболевания.
Отвердители эпоксидных смол также токсичны. Полиэтиленполиамин при
попадании в организм нарушает деятельность дыхательных путей, поражает
нервную систему, а при длительном воздействии на кожу вызывает тяжелые
язвенные заболевания. Особенно токсичен гексаметилендиамин.
Допустимая концентрация. Предельная концентрация паров эпихлоргидрина
в воздухе рабочего помещения 0,001 мГ/л, а паров толуола 0,05 мГ/л', паров
полиэтиленполиамина в рабочем помещении мастерской 0,001 мГ/л, гексамети-
лендиамина 0,0005 мл/л.
Отвержденная эпоксидная смола теряет свои токсические свойства н ста-
новится „совершенно безвредной. Однако пыль, возникающая при механической
обработке смолы, вызывает раздражение слизистых оболочек глаз н дыхательных
путей.
Правила безопасности. 1. Токсические вещества хранят в герметически зак-
рытой таре под вытяжкой в специальном помещении.
302
2. Приготовление композиции производят на рабочих местах с вытяжкой
вентиляцией.
3. Излишки и потеки неотвержденной смолы снимают бумагой, а затем
ветошью, смоченной ацетоном, но не толуолом, бензином и другими токсичны-
ми растворителями.
4. Отверждение эпоксипластов должно происходить под вытяжкой.
5. Пыль в помещении удаляют только влажным способом.
6. Кисти, шпатели, лопаточки и другой инструмент должны быть снабжены
защитными экранами, изготовленными из металла, картона.
7. При работе с токсичными веществами надевают полиэтиленовые перчатки
или смазывают руки защитными пастами.
Паста Селисского для рук имеет следующий состав (в весовых частях)
Метилцеллюлоза.........................................• 5,8
Глицерин . . . .........................................17,0
Белая глина......................................... . . 11,4
Тальк . . . . •..........................................11,4
Вода . ............................................... 100,0
Приготавливают пасту следующим образом. Метилцеллюлозу растворяют
в воде, глину и тальк — в глицерине. Затем полученные растворы смешивают.
Высохшая паста образует на руках тонкую эластичную пленку, которая предо-
храняет кожу от поражений. Йо окончании работы пасту смывают водой с мы-
лом.
Казеиновая паста для рук имеет следующий состав (в весовых частях):
Казеин . ................................................33,6
Глицерин .............................................. 33,6
Аммиак 25-процентный .....................................3,2
Этиловый спирт.......................................• . 100,0
Казеин замачивают в воде и оставляют па 15—20 ч, затем набухший казеин
отжимают от избытка воды и смешивают с глицерином, этиловым спиртом и ам-
миаком. Смесь нагревают до полного растворения казеина, а полученный раст-
вор отфильтровывают.
23. Химическое клеймение деталей (инструмента)
Для химического клеймения применяются следующие растворы.
Раствор № 1 для нержавеющих сталей: азотная кислота (плотность
1,4 Г/см3) — 40 мл, соляная кислота (плотность 1,19 Г/см3) — 40 мл, метал-
лический селен — 4 Г, окись меди — 4 Г, вода — остальное до 100 мл.
Раствор № 2 для легированных сталей: соляная кислота (плотность
1,19 Г/см3) — 60 мл, азотная кислота (плотность 1,4 Г/см3) — 184 мл, марган-
цевокислый калий — 10,8 Г, хромпик калиевый — 17,2 Г, медь однохлорис-
тая — 20 Г.
Раствор № 3 для свинцовистой бронзы: свинец металлический — 50 Г,
азотная кислота (плотность 1,4 Г/см?) — 40 мл, азотнокислое серебро — 20 Г,
вода дистиллированная — 1 л.
Раствор № 4 для никелевой бронзы: свинец металлический — 40—50 Г,
азотная кислота (плотность 1,4 Г/см3) — 200 мл, азотнокислое серебро —
20 Г, уксусная кислота 70-процентная — 300 мл, вода дистиллированная —
700 мл.
Раствор № 5 для стальных бронз: азотная кислота (плотность 1,4 Г/см3) —
14 мл, сернокислая медь — 20 Г, азотнокислое серебро — 20 Г, вода дистил-
лированная — 1 л.
Раствор № 6 для углеродистых и малоуглеродистых сталей: медный купо-
рос — 100 Г, азотнокислое серебро — 10 Г, щавелевая кислота — 2 Г, серная
кислота (плотность 1,74 Г/см3) — 6 мл, вода дистиллированная — 1 л.
303
Растворы для других материалов: 1) детали, подвергающиеся оксидирова-
нию, клеймят раствором следующего состава: двухлористое олово — 60—
70 Г, серная кислота (плотность 1,74 Г/см3) — 100 мл, вода - - до 1 л;
2) для клеймения кадмированных и оцинкованных деталей из стали можно
применять нитроэмали типа «ДМ» разных цветов;
3) для клеймения стальных кадмированных, оцинкованных, алюминиевых,
магниевых и анодированных деталей можно применять маркировочную краску
4) детали из цветных металлов (латуни, бронзы), кадмированные и оцин-
кованные (непассивированные) рекомендуется клеймить раствором № 1, раз-
бавленным водой в отношении 1 : 3;
5) для клеймения деталей из резины применяют маркировочную краску
такого состава: лак нитроцеллюлозный АВ-4, 9-31 или А-1-Н — 625 Г, ацетон
или спирт (растворитель) — 425 Г, краситель высокодисперсный, просеянный
через сито 100, любого цвета (алюминиевая пудра, Судан красный, ганза зеленая
и др.) — 38 Г, касторовое масло — 12 Г.
Правила хранения растворов. При химическом клеймении необходимо соб-
людать следующие правила: раствор для клеймения держать в стеклянной посу-
де, закрытой притертой стеклянной пробкой; на посуде должна быть наклеена
этикетка с указанием назначения раствора и времени его приготовления; нельзя
оставлять раствор открытым, так как азотная кислота летуча и вызывает кор-
розию металла.
Техника безопасности. В случае попадания раствора на руки не Следует
браться за металлические детали, не вымыв руки водой с мылом; если раствор
пролился или попал на деталь, немедленно нейтрализовать его, протерев это мес-
то ватой, смоченной 2—3-процентным раствором кальцинированной соды с до-
бавлением 0,06—0,08% хромпика, и затем протереть сухой чистой салфеткой.
Технология клеймения. Химическое клеймение производится в таком по-
рядке: обезжиривают место, подлежащее клеймению, для чего протирают его
ветошью, смоченной в чистом бензине; смачивают контур цифр штампа раство-
ром, после чего плотно прижимают его к месту постановки клейма на детали
и держат 2—3 сек; если штамп обильно смочен раствором, то избыток раствора
снимают ватой или марлей. При отсутствии резиновых штампов разрешается на-
носить клеймо остро заточенной дубовой палочкой или гусиным пером; выдержи-
вают деталь по времени до полного проявления цифр. Оставшийся на детали
раствор с целью нейтрализации кислоты снимают фильтровальной бумагой
или ватой, смоченной в 2—3%-процентном растворе кальцинированной соды
с добавлением 0,06—0,08% хромпика, и затем протирают сухой ватой.
§ 3. РЕМОНТ И ПРОВЕРКА ИСПРАВНОСТИ ПОДШИПНИКОВ КАЧЕНИЯ
1. Общие сведения о подшипниках качения
Коэффициент трения подшипников. Коэффициент трения шариковых под-
шипников составляет 0,002—0,004. При низких температурах вследствие повы-
шения вязкости масла возможно увеличение коэффициента трения'до 0,008.
В роликовых подшипниках из-за трения на торцах роликов коэффициент тре-
ния больше, чем у шариковых, и составляет 0,003—0,006. Коэффициент трения
игольчатых подшипников еще больше и равняется 0,008—0,02. Это объясняется
проскальзыванием иголок и трением их одной о другую.
Срок службы (долговечность работы) шарикового и роликового подшипников
данного размера увеличивается с увеличением числа и диаметра шариков или ро-
ликов, уменьшением числа оборотов и действующих радиальных и осевых на-
грузок, а также при снижении рабочей температуры. Для роликовых подшип-
ников, кроме того, срок службы возрастает с увеличением длины роликов. При
переменных нагрузках и прочих равных условиях срок службы снижается.
Температурный режим. В ГТД температура роликовых подшипников комп-
рессоров лежит в пределах 100—150° С. При температуре 150—250° С работают
шариковые подшипники фиксирующих опор, воспринимающие не только ради-
304
альные, но и осевые усилия, и роликовые подшипники, рсположенные вблизи
дисков газовых турбин.
При температуре выше 170—180° С снижается микротвердость рабочих
поверхностей элементов подшипника и вследствие этого падает коэффициент
грузоподъемности подшипника.
Характер смазки. В ГТД применяют минеральные масла небольшой вяз-
кости с добавлением различных присадок, улучшающих работоспособность
масел при повышенных температурах, или специальные синтетические масла.
На роликовые подшипники компрессоров ГТД масло подается 1—3 л!мин,
на шариковые подшипники фиксирующих опор — 4—10 л/мин, на роликовые
подшипники турбин — 5—10 л/мин.
Применение подшипников. Шариковые подшипники могут
воспринимать радиальную и осевую нагрузки. Одним из методов увеличения
грузоподъемности шариковых подшипников является увеличение числа шари-
ков.
Трехточечные и четырехточечные шариковые подшипники обладают повы-
шенной грузоподъемностью и применяются при значительном осевом усилии
в фиксирующих опорах роторов ГТД, а также для воспринятая силы тяги в ре-
дукторах ТВД.
Роликовые подшипники применяют для воспринятая радиаль-
ных нагрузок в опорах роторов компрессоров и турбин, опорах валов редукто-
ров, вспомогательных приводах и т. д.
Игольчатые подшипники имеют меньшие, чем роликовые
подшипники, радиальные размеры и вес, и их несущая способность и быстроход-
ность ограничены. Они очень чувствительны к перекосам иголок. Поэтому
игольчатые подшипники применяют в случае небольших нагрузок и чисел обо-
ротов.
Размеры подшипников качения. Основные размеры подшипников даются
в каталогах. Ориентировочно в зависимости от внутреннего диаметра d и наруж-
ного Д находят остальные размеры по следующим формулам.
Для шариковых подшипников:
ширина подшипника b = (0,40-7-0,48)-(Д — d);
диаметр шарика d0 = (0,24-4-0,30) (Д— d).
Для роликовых подшипников:
ширина подшипника b = (0,34-4-0,49) • (Д—d);
диаметр и длина ролика d0 = 10 = (0,204-0,27) • (Д—d);
высота направляющих буртов h = (0,164-0,25)d0.
Для игольчатых подшипников:
наружный диаметр Д = (1,354-1,8)’ d;
ширина подшипника b = I + (2-4-4)d0;
высота направляющих буртиков h = O,8do.
Подбор подшипников. Основные размеры подшипников берут из катало-
гов. Выбрав подшипник и зная внутренний посадочный диаметр d и наружный
диаметр Д, подсчитывают условную окружную скорость и0 на центровой линии
шариков или роликов по формуле
лДо п
ип= ------ м сек,
° 60
Д + d
где До =—2 — диаметр расположения центровой линии шариков или ро-
ликов, м\ п — число оборотов вала в минуту.
Значение окружной скорости и0 показывает возможность использования вы-
бранного подшипника (у большинства современных серийных двигателей макси-
мальное значение и0 =504-70 м/сек).
2. Дефекты подшипников качения
При дефектации подшипников каченц^ во время ремонта различают следую-
щие виды дефектов (табл. 8.6).
305
Допустимые и Таблица 8.6 устраняемые дефекты на подшипниках качения при ремонте
Наименование Определение
Долговеч- ность подшип- ников качения Под долговечностью согласно ГОСТ 520 — 55 понимается время, выраженное в рабочих часах, в течение которого не менее 90% подшипников должны проработать при идентичных условиях без признаков усталости материала. Авиационные подшипники должны обладать установленной для них долго- вечностью на 100%
Выкрашива- ние, язвины и шелушение де- талей Выкрашивание, шелушение, язвины на деталях вызываются явлением усталости металла. Признаки усталости. Характерными признаками усталости являются следы выкрашивания металла на рабочих поверхно- стях в виде мелких точек (язвин) или отслаивания (шелуше- ния). Усталостное разрушение обнаруживают внешним осмот- ром при рассеивающем дневном или искусственном освещении и путем вращения подшипника
Коррозия на деталях Коррозия на подшипниках качения встречается в виде не- больших точек, сыпи или корродирования всей поверхности (для самолетных подшипников). Коррозия в виде сыпи на рабочих поверхностях деталей не допускается. Коррозия в виде отдельных точек (не более 5 на 1 см2) на дорожках качения шарико-и роликоподшипни- ков, а также на роликах роликоподшипников допускается при условии, что наибольший размер пораженного коррозией участка (точки) 'не превышает 0,3 мм. На шариках шарико- подшипников коррозия, видимая невооруженным глазом, не допускается. Распознавание раковин разрушений. Для того чтобы раз- личить коррозионную раковину от раковины усталостного разрушения, следует поскрести по дну раковины острием иг- лы. Если дно раковины остается темным, раковина корро- зионного происхождения. Удаление контактной коррозии. Недостаточно плотное сое- динение колец подшипника с валом или корпусом может выз- вать контактную коррозию посадочной поверхности колец. Такую коррозию устраняют притиркой поверхности кольца по ложному валу с применением шлифовального порошка и за- тем пасты ГОИ. После притирки подшипник рекомендуется собирать с ва- лом, имеющим больший диаметр по сравнению с тем, с кото- рым работал подшипник, или хромировать посадочную по- верхность. На нерабочих поверхностях допускается коррозия в виде сыпи
Наволакива- ние материала и надиры на по- садочной по- верхности коль- ца подшипника При напрессовке и выпрессовке подшипников в зависимости от твердости металла вала и кольца подшипника на посадоч- ной поверхности образуются наволакивание металла и надиры. Такая неисправность появляется в результате попадания между посадочными поверхностями вала и кольца твердых частиц, вызывающих надиры. Подшипники, имеющие надиры на посадочных поверхностях глубиной до 0,5 допускаются к работе при условии за-
306
Продолжение
Наименование Определение
чистки выступающих гребешков и последующей притирки по- садочной поверхности по ложному валу. Подшипники, имею- щие надиры более 0,5 мм, бракуют. Подшипники, имеющие наволакивание материала на поса- дочной поверхности, используют в дальнейшей работе со сня- тием наволакивания шабером
Следы вдав- ливания роли- ков Канавки (следы вдавливания роликов) на дорожках качения колец роликоподшипников имеют в некоторых случаях вред- ные последствия. Канавки могут иметь различную глубину несмотря на то, что по внешнему виду канавок эту разницу заметить трудно. Поэтому для определения годности подшип- ника, имеющего канавки, требуется измерить их глубину. Измеряют глубину канавки миниметром с ценой деления 0,001 мм. Кольца с глубиной канавки, превышающей 0,003 мм. бракуют
Риски и ка- навки на дета- лях В процессе эксплуатации авиадвигателей на дорожках ка- чения и на роликах роликоподшипников образуются концен- тричные риски и канавки. Обычно в подшипнике может быть несколько роликов, имею- щих риски. В этом случае следует выбрать ролик с наиболь- шей глубиной риски (на глаз) и после измерения этой глуби- ны судить о годности подшипника. Роликоподшипники с рисками на роликах глубиной, пре- вышающей 10 мк, бракуются
Неисправно- сти сепараторов Неисправность сепараторов в большинстве случаев является причиной бракования подшипников. Поэтому тщательный ос- мотр сепараторов, проверка «плавания», т. е. свободного перемещения его относительно колец, является условием обес- печения надежности подшипников Забоины на сепараторах. Подшипники с забоинами, распо- ложенными у края сепараторов, бракуются независимо от размера забоины. Забоины на боковой поверхности сепаратора допускаются, если вмятины на них не защемляют шарик (что определяется вращением подшипника). Наиболее слабым местом у сепараторов являются заклепки, которые ослабевают и отламываются
Центрирова- ние сепарато- ров Величина перемещения сепаратора относительно колец на- зывается зазором плавания сепаратора, который ограничен пределами. Зазор плавания цилиндрического сепаратора есть разность диаметральных размеров сепаратора и кольца, отно- сительно которого сепаратор центрирован. Цилиндрические сепараторы -центрируются у одних подшипников по внутрен- нему кольцу, а у других — по наружному. Последние в случае незначительной неуравновешенности прижимаются центробежными силами к наружному кольцу той поверхности, в секторе которой имеется избыток динами- чески неуравновешенного веса. "Поверхность эта, касаясь
307
Продолжение
Наименование Определение
наружного кольца, изнашивается, в результате чего сепаратор уравновешивается и принимает относительно колец коническое положение. При центрировании сепаратора по внутреннему кольцу он по тем же причинам будет прижиматься к внутреннему кольцу своей частью, имеющей меньший вес, что и приводит к уве- личению неуравновешенности, износу сепаратора и кольца
Зазор плава- ния сепаратора Зазор плавания змейкового сепаратора ограничивается ми- нимальной величиной и проверяется щупом. Для этого сепа- ратор сдвигают в одну сторону и измеряют зазор в том месте, где сепаратор ближе подходит к одному из колец. У цилиндрических сепараторов проверяют минимальный и максимальный зазоры плавания относительно того кольца, по которому центрирован сепаратор, например у подшипника 32118Д относительно наружного, а у подшипника 2916 отно- сительно внутреннего кольца. Контроль минимального зазора плавания сепаратора производят пластинкой щупа, которая должна проходить кругом. Проверка минимального зазора плавания сепаратора у под- шипников, тела качения которых центрируются гнездами се- паратора (2710, 2916 и др.), производят пластинками щупа, устанавливаемыми в двух диаметрально противоположных точках (под 180°), при этом проходные пластинки берут рав- ными половине допустимого минимального зазора. Максимальный зазор плавания, являющийся основным пока- зателем износа сепараторов, контролируется пластинкой щупа, которая не должна проходить между кольцом и сепаратором
Нарушение зазоров В результате износа нарушаются осевые и, особенно, ра- диальные зазоры в подшипниках. Радиальный и осевой зазоры. Под радиальным зазо- ром в подшипнике подразумевается расстояние, на которое одно кольцо может быть перемещено относительно другого под действием нагрузки в радиальном направлении. Осевой зазор, или осевая игра, представляет собой величину пре- дельного осевого перемещения одного из колец подшипника при закрепленном другом кольце и при совпадении геометри- ческих осей обоих колец. Различают следующие радиальные зазоры. Начальный зазор —зазор в свободном подшипнике до уста- новления его на рабочее место. Посадочный зазор—зазор в подшипнике после посадки его на вал и в корпус узла машины. Посадочный зазор всегда меньше начального зазора вслед- ствие изменения диаметров колец подшипника из-за посадоч- ных натягов. Рабочий зазор — зазор в подшипнике в его рабочем состоя-
нии, т. е. под рабочей нагрузкой и при установившемся тем- пературном режиме. Он уменьшается под влиянием темпера- турного ’расширения внутреннего кольца, но в то же время увеличивается под действием нагрузки, вызывающей деформа-
308
Продолжение
Наименование
Определение
цию в местах контакта деталей. Рабочие зазоры обычно боль-
ше посадочного.
При ремонте производится проверка зазоров в свободном
подшипнике в приспособлениях под нагрузкой.
Замер зазоров. Для получения правильных результатов
производят два замера: первый—при произвольном положе-
нии подшипника и второй — после поворота вокруг оси на 180°,
Среднее арифметическое двух замеров принимается за вели-
чину осевого зазора. Если осевые зазоры выходят за пределы
ТУ, подшипники бракуются
3. Контроль работоспособности подшипников качения
Работоспособность проверяемых подшипников качения определяется
по легкости вращения и характеру шума в сравнении с новым (эталонным)
подшипником того же типа.
Проверка на вращение. Вначале испытуемый и новый подшипник промы-
вают в смеси бензина Б-70 с 6—8% масла МК-8 или трансформаторного масла.
Затем рукой вращают наружное кольцо, удерживая внутреннее. При этом
шарикоподшипники устанавливаются в горизонтальной плоскости, а радиаль-
ные роликовые — в вертикальной. Подшипники при медленном вращении на
два-три оборота сначала в одну сторону, а затем в другую (меняя их поло-
жение на 180°) должны иметь легкий и ровный (без заеданий) ход.
Причины торможения. Ощутимое рукой торможение или заедание свидетель-
ствует о возможной неисправности. Для окончательного заключения о пригод-
ности подшипник подвергают вторичной промывке и проверке, так как часто
причинами заедания и торможения служат загрязнения дорожек качения
и гнезда сепараторов.
Намагниченность. В отдельных случаях подшипники вращаются бес-
шумно и без заеданий, но быстро останавливаются. Это свидетельствует о намаг-
ниченности подшипника. Для проверки этого необходимо коснуться торцом
подшипника о лезвие бритвы. Подшипник, притягивающий лезвие, намагничен
и к дальнейшей эксплуатации не допускается.
Осевые и радиальные зазоры в подшипниках проверяют на специальных
установках под заданной нагрузкой, величина которой зависит от габаритов
подшипника. У шариковых подшипников проверяется либо радиальный, либо
осевой зазор; у роликовых — только радиальный, у радиально-упорных —
радиальный и осевой зазоры.
Перекос внутреннего кольца подшипника относительно наружного не дол-
жен превышать 0,25—0,50°. Радиальные двухрядные сферические шарикопод-
шипники могут самоустанавливаться при перекосе или прогибе вала, поэтому
их применяют на менее жестких валах и менее точных опорах. Перекос колец
у них допускается до 2—3°.
В подшипниковых узлах управления самолетом, как правило, применяются
сферические шарикоподшипники с небольшими скоростями вращения (или
с качательным движением), допускающие некоторый перекос осей вращения
и высоконагруженность системы. Они имеют уменьшенные внутренние зазоры.
Их собирают по условному классу точности НТ (нормальный, тугой подборки).
Подшипники с уменьшенными зазорами слабее реагируют на вибрации и обеспе-
чивают надежную работу узлов.
Очистка подшипников. Подшипники хорошо очищаются от грязи и пыли
при промывке бензином Б-70 в смеси с 6—8% минерального масла. После про-
мывки их смазывают литиевой смазкой ЦИАТИМ-201, обеспечивающей корро-
зионную защиту и жидкостное трение в узлах.
309
Промывка подшипников закрытого типа запрещается. С них удаляют толь-
ко наружную грязь и пыль влажной ветошью, смоченной в бензино-масляном
растворе (смазка, заложенная в подшипник заводом-изготовителем, обеспечи-
вает работу на срок ресурса самолета).
Лунки на дорожках качения. В подшипниках управления самолетом появ-
ление лунок на дорожках качения вследствие отпечатков тел качения
допустимо.
4. Проверка и смазка закрытых подшипников качения
Закрытые подшипники проверяются внешним осмотром, вращением и рент-
геновским просвечиванием.
При внешнем осмотре тщательно проверяют состояние защитных шайб,
где не должно быть надрезов, трещин в местах развальцовки их в наружном
кольце, вмятин и следов трения о сепаратор. Шайба не должна выходить за га-
бариты подшипника.
Проверка вращением. Закрытые подшипники проверяются вращением
так же, как и открытые. Кроме указанной проверки, при вращении подшипника
убеждаются в том, что шайба не трется о сепаратор. Подшипники, у которых
шайба трется о сепаратор, бракуют.
При рентгеновском контроле по рентгенограммам определяют поломку
заклепки, поломку сепаратора и нарушение зазоров плавания сепаратора.
Ресурс смазки. Закрытые подшипники смазываются (набиваются) консис-
тентными смазками сортов, указанных в формуляре на агрегат, или в соответ-
ствующих инструкциях и указаниях.
Смазки, набитой в подшипник при изготовлении его на заводе, достаточно
на один ресурс, устанавливаемый заводом. В случае продления ресурса под-
шипники пополняются новой смазкой.
Наполнение подшипников новой смазкой осуществляется при помощи
специального приспособления. При этом смазываемый подшипник кладут на
подставку так, чтобы из него могла свободно с противоположной стороны вы-
ходить старая и новая смазка.
5. Монтаж подшипников качения
Одним из основных условий, от соблюдения которого зависит срок службы
подшипников, является обеспечение чистоты подшипников и сопрягаемых
с ними деталей.
Расконсервация подшипников. Новый подшипник следует вынимать из
упаковки и промывать в горячем минеральном масле или бензине Б-70 непо-
средственно перед монтажом. Закрытые подшипники, заполненные рабочей
смазкой на заводах, и подшипники, имеющие фетровые уплотнения, не промы-
вают. Консервационную смазку наружных поверхностей удаляют чистыми сал-
фетками.
До постановки в узел подшипник осматривают, чтобы убедиться’ в отсутст-
вии коррозии и повреждений. Без защиты от коррозии подшипник должен
находиться возможно'меньшее время (не более 2 ч).
Кратковременно подшипники рекомендуется хранить в мешочках из по-
лихлорвиниловой или полиэтиленовой пленки. Если монтаж подшипника на-
мече^г не ранее чем через 2 ч после промывки, то его нужно хранить в эксика-
торе или завернутым в бумагу, пропитанную летучими ингибиторами.
Особенностью летучих ингибиторов является то, что они защищают от кор-
розии, находясь в газообразном состоянии. Обычно ингибитором пропитывают
упаковочную бумагу. В качестве ингибиторов применяют карбонат моноэта-
^ноламина (МЭАК) и нитрит дициклогетсиламина (НДА).
Установка подшипников. Посадочные поверхности, упорные заплечики
и галтели должны быть чистыми и гладкими, без забоин и царапин, а острые
кромки притуплены, затем чисто протерты и смазаны. Во всех случаях усилия
напрессовки следует прикладывать только к кольцу подшипника, монтируемому
310
с натягом, не допуская передачи усилий~через шарики. Подшипники устанав-
ливают клейменной стороной наружу. Для облегчения посадки подшипников
на вал их рекомендуется предварительно нагреть в минеральном масле до 80—
100° С.
6. Монтаж подшипников качения и втулок с помощью
эпоксидного клея
При посадке подшипников качения в корпус изделия и в процессе эксплу-
атации деформируется как подшипник, так и гнездо корпуса. При замене изно-
шенного подшипника новым сопрягаемые поверхности не обеспечивают нужного
соединения. В таких случаях восстанавливают посадочные места подшипника
с помощью эпоксидного клея.
Посадка подшипника. Гнездо корпуса и наружное кольцо подшипника за-
чищают и тщательно обезжиривают. После испарения растворителя гнездо сма-
зывают клеем. Затем в корпус осторожно вставляют подшипник, а во избежание
перекосов его ставят в сборе с валом. На эпоксидном клее устанавливают под-
шипники и в том случае, когда гнездо корпуса разработано. Даже при силь-
ном износе гнезда его не обязательно растачивать. Достаточно зачистить за-
диры шабером и тщательно промыть посадочные места ацетоном.
Установка втулок. На эпоксидном клее также устанавливают и втулки.
При этом втулки изготовляют без припусков на последующую пригонку. Внут-
ренний диаметр втулки растачивают на валу, наружный выполняют ходовой по-
садкой по 3 классу точности.
Перед сборкой сопрягаемые поверхности обезжиривают и покрывают слоем
клея. Затем втулки вставляют в сборе с валом и после сборки надежно закреп-
ляют во избежание смещения. С помощью клея устраняют погрешности обра-
ботки посадочных поверхностей деталей. Особенно целесообразна установка
втулок, когда нужно создать герметичность соединения.
Недостатки эпоксидного клея. Основные недостатки сборки подшипников
на эпоксидном- клее — недостаточная жизнеспособность клея и длительный пе-
риод его отверждения.
7. Ремонт гильз и подшипников скольжения
Стальные гильзы рабочих цилиндров при эксплуатации изнашиваются.
Для восстановления их применяют пластические массы.
Изношенную гильзу растачивают до удаления следов коррозии и износа
и затем промывают растворителем. Одну из сторон гильзы плотно закрывают
крышкой, заливают пластмассу и гильзу закрывают крышкой. Далее гильзу
устанавливают в центрах токарного станка и вращают со скоростью шпинделя
900
п — г— об!мин до полного отверждения пластмассы (d — внутренний диаметр
у d
гильзы в см}. Ремонтируют гильзы также заливкой пластмассы в зазор, об-
разованный между специальной оправкой и внутренней поверхностью гильзы.
В качестве антифрикционного слоя при ремонте гильз служит эпоксидная
смола с добавлением графита или каолина. Отвердителем является полиэтилен-
полиамин.
Расчет потребного количества пластмассы. Количество неотвержденной
пластмассы, необходимое для восстановления, определяют по формуле
Q — слу dtl Г,
где с = 1,04 — коэффициент, учитывающий усадку пластмассы при отвержде-
нии;
у — удельный вес пластмассы, ПсмР;
d — средний диаметр пластмассового слоя, см;
t — толщина пластмассового слоя, см;
I — длина гильзы, см.
311
Восстановление подшипников скольжения. Центробежной заливкой или
заливкой в зазор восстанавливают также и подшипники скольжения; наличие
в эпоксидной композиции графита делает подшипник самосмазывающимся.
При незначительном равномерном износе поверхность подшипников восста-
навливают и простым смазыванием. Для этого внутреннюю поверхность под-
шипника зачищают наждачной бумагой или шабером, тщательно обезжиривают
и покрывают равномерным слоем эпоксидной композиции. После отверждения
пластмассы подшипники разрешается обрабатывать на станке.
Состав пластмассы для подшипников. Для восстановления поверхностей
подшипников скольжения применяют пластмассу следующего состава (в весо-
вых частях):
Эпоксидная смола ЭД-6 . . ..........................100
Порошок графита......................................... 30
Полиэтиленполиамин.......................................10
Антифрикционный материал ЭТС-52 применяют для заливки подшипников
скольжения. Он имеет следующий состав (в весовых частях):
Эпоксидная смола ЭД-6 . . .............................100
Тиокол ЛП-2 . . .......................................25
Дибутилфталат......................................• . 10
Полиэтиленполи амин . . ............................. 10
Маршалит........................................... 80—100
Графит СКЛН ........................................50—80
Эта пластмасса обладает хорошими антифрикционными свойствами, элас-
тична и влагонепроницаема, не растворяется в бензине, керосине и маслах.
Коэффициент трения в паре со сталью без смазки равен 0,02. Пластмасса обла-
дает высокой адгезией к металлу. Это позволяет успешно применять эпокси-
тиоколовые композиции для восстановления металлических подшипников,
а также для изготовления новых металлопластмассовых подшипников.
8. Определение допустимой статической грузоподъемности
подшипников качения
Допустимая статическая грузоподъемность подшипников качения опреде-
ляется согласно табл. 8.7.
9. Классы точности подшипников качения
и классы чистоты поверхностей для посадки подшипников
При монтаже подшипников качения необходимая посадка достигается обес-
печением определенной чистоты поверхности валов и корпусов и класса точности
подшипников (табл. 8.8 и 8.9).
§ 4. РЕМОНТ КОНСТРУКЦИЙ И ДЕТАЛЕЙ СВАРКОЙ И ПАЙКОЙ
1. Сохранение прочности при ремонте сваркой
Сохранение прочности деталей конструкции при ремонте сваркой зави-
сит от правильного выбора сварки. При ремонте элементов, изготовленных из
стали, используется сварка плавлением, ацетилено-кислородная или электродуго-
вая сварки. В этом случае металл соединяемых деталей получает только локаль-
ное расплавление. Чем выше мощность сварочного очага и выше скорость сварки,
тем более узка область влияния сварочного тепла на деталь и наоборот.
Сварной шов в зависимости от характера происходящих во время сварки
структурных изменений разделяется на следующие три зоны: зона плавления
312
Таблица 8.7 Выражения для определения допустимой статической грузоподъемности подшипников
Тип подшипника Допустимая статическая грузоподъемность <?ст> кГ
Шариковый радиальный однорядный 1,25 <
Шариковый радиальный сферический двухряд- ный 0,68 гйщ cos р
Роликовый радиальный с короткими цилиндри- ческими роликами 2,2 izdplp
Роликовый радиальный сферический двухрядный 4,4 zdplp cos Р
Игольчатый ЗД1/р
Шариковый радиально-упорный однорядный 1,25 zd^ cos 3
Роликовые конические: однорядный, двухряд- ный, четырехрядный 2,2 izdp/pcosp
Шариковый упорный ЛСТ —
Упорный с коническими роликами Лет-- lOzdplp cos 3
Упорный с цилиндрическими роликами Лст = lOZi/p/p
Примечания; 1. Здесь z — количество шариков или роликов в одном ряду; 1 — число рядов шариков или роликов в подшипнике; — соответственно диаметр шарика и ролика (для конических роликоподшипников —средний диаметр ролика, а для сфери- ческих— наибольший диаметр ролика), ми; / —длина ролика (без фасок), ми; —диаметр дорожки качения внутреннего кольца игольчатых подшипников, ММ', 3—угол контакта. 2. В конструкциях, где требуется плавность хода и малое трение, действующая на- грузка должна быть в 1,5 — 2,5 раза меньше табличной допустимой статической нагрузки.
основного и присадочного металла, зона закалки и зона дополнительного
отпуска.
Зона плавления металла. В этой зоне металл доводится до расплавленного
состояния и имеет характерную для литого металла дендритную структуру с рас-
положением основных осей дендритов перпендикулярно кромкам сварного шва.
При нагреве до высоких температур и быстром охлаждении металла изделия на
воздухе наряду со сваркой происходит процесс закалки металла. Поэтому твер-
дость металла сварного шва после сварки оказывается выше твердости основного
металла.
Зона закалки. Прочность металла в зоне закалки и ширина этой зоны не
зависят от исходной прочности металла свариваемого изделия. Если сваркой ре-
монтируется деталь, ранее прошедшая нормализацию или закалку на невысокий
предел прочности, то металл в зоне закалки будет иметь после ремонта более вы-
сокий предел прочности по сравнению с прочностью исходного металла ремонти-
руемого изделия.
Зона дополнительного отпуска. При ремонте изделий, термически обрабо-
танных на высокий предел прочности, область термического влияния расширяет-
313
Т абл ица 8.8
Классы точности и допускаемые отклонения подшипников качения
Класс точности Обозначение Допускаемые отклонения, мк Коэффициент относи- тельной стоимости
Внутреннего кольца Наружного кольца
Радиальное ; биение i Боковое бие- ние по до- рожкам каче- ния Радиальное биение 1 Боковое бие- 1 ние по дорож- кам качения
о 0.0 СОЭ при Д от 30 до 50 мм О о g 0.0 о сшоо
Нормальный н 13 40 15 20 25 40 1
Повышенный п 10 32 12 16 20 32 1,3
Особо повышенный вп 10 20 12 16 20 32 1,7
Высокий в 10 20 7 10 12 20 2
Особо высокий АВ 5 13 7 10 12 20 3
Прецизионный А 5 13 5 7 8 13 4
Особо прецизионный СА 3 8 5 7 8 13 7
Сверхпрецизионный С 3 8 3 4 5 8 10
Примечание. В обозначении промежуточных классов точности буква слева ука-
зывает класс точности внутреннего кольца, а буква справа — класс точности наружного
кольца. Так, например, у подшипника промежуточного класса точности АВ точность
внутреннего кольца соответствует классу А, а наружного —классу В.
Т а б л и ц а 8.9
Рекомендуемые классы чистоты поверхности валов и корпусов для посадки
подшипников качения
Посадочная поверхность Класс точно- сти подшипни- ка Номинальный диаметр, мм
до 80 свыше 80 до 500
Класс чистоты по ГОСТ 2789 — 59
Вал Н и П 7 6
В и А 8 7
С 9 8
Отверстие корпуса Н и п 7 6
В, А и С 8 7
Торец заплечика вала и корпуса Н и П 6 6
В, А и С 7 6
ся, а сварочное тепло приводит к ослаблению ремонтируемого изделия за счет
образования зоны дополнительного отпуска. При этом зона дополнительного от-
пуска будет тем шире, чем выше исходная прочность ремонтируемого элемента
(рис. 8.10).
Ацетилено-кислородная сварка обладает малой прочностью сварочного оча-
га и создает небольшой тепловой поток на оси пламени (в 12 раз меньший, чем
314
при нагреве электрической дугой).
В результате длительного воздейст-
вия газового пламени на сваривае-
мый металл с метастабильной (рав-
новестной) структурой возникает ши-
рокая область термического влияния
с образованием значительной по ве-
личине зоны закалки. Минимальная
прочность металла в зоне закалки в
этом случае находится на расстоянии
18—20 мм от центра сварного шва
(предел прочности при растяжении
составляет 60—70 кГ/мм2). Ширина
области термического влияния соста-
вляет более 40 мм.
Электродуговая сварка имеет бо-
лее мощный источник сварочного
тепла. В результате в процессе свар-
Рис. 8.10. Механические свойства стали
хромансиль в зависимости от темпера-
туры отпуска после закалки
ки охлаждение места ремонта проис-
ходит с высокой температурой и металл зоны плавления и закалки получает
интенсивную закалку на воздухе, а следовательно, и более высокую прочность
металла шва. При этом минимальное значение предела прочности при растяже-
нии составляет 100—НО кГ/мм1. Ширина области термического влияния рас-
пространяется на 16—18 мм от центра сварного шва. Сравнительно небольшая
ширина области способствует меньшему короблению изделия в процессе ремонта
и не благоприятствует возникновению трещин во время сварки и в период его
остывания.
Критерий выбора вида сварки. Критерием для выбора вида сварки при ре-
монте стальных элементов конструкции авиационной техники является предел
прочности при растяжении, до которого термически обработан ремонтируемый
конструктивный элемент. При этом для ремонта сваркой конструкций, термиче-
ски обработанных на высокий предел прочности, необходимо использовать та-
кой вид сварки, который дает наименьшую область термического влияния, а сле-
довательно, наименьшее ослабление места ремонта. Этому требованию более
удовлетворяет электродуговая сварка.
Ацетилено-кислородную сварку при ремонте стальных элементов конструк-
ции авиационной техники разрешается применять в том случае, если предел проч-
ности при растяжении не превышает 120 кГ/мм?. Электродуговую сварку приме-
няют при любом пределе прочности ремонтируемого элемента конструкции, но
при условии, что толщина материала не менее 1,5 мм.
Местное охлаждение. При ремонте стальных деталей конструкции с исполь-
зованием любого вида сварки для сужения области термического влияния необ-
ходимо использовать местное охлаждение при помощи мокрого асбеста. Такое
охлаждение особенно целесообразно при длительном воздействии сварочного
тепла на ремонтируемый элемент конструкции.
2. Подготовка деталей к ремонту сваркой
Подготовка деталей к ремонту сваркой осуществляется разными методами
в зависимости от рода повреждения, а качество сварки также зависит от раздел-
ки свариваемого места.
Одиночные трещины после определения их размеров засверливаются свер-
лом диаметром 2—2,5 мм. Прямолинейные трещины засверливаются только по
концам, а криволинейные и разветвленные — по концам и в точках перегибов
и разветвлений с целью недопущения развития трещин в процессе сварки из-за
возникновения напряжения (рис. 8.11). Затем производится /-образная раздел-
ка их с помощью шабера или шлифовального камня, заточенного под углом
60—90°. Трещину разделывают на глубину, равную 3/4 толщины основного ма-
териала с целью удаления из нее окислов и нагара. Не рекомендуется произво-
дить разделку зубилом, так как она приводит к увеличению размеров трещины.
315
Поверхностные Трещины запиливаются напильниками до полного их устра-
нения.
В случае, если трещина пересекает ребра жесткости детали, то их прореза-
ют до основного металла шлифовальным камнем толщиной до 2 мм.
Групповые трещины, прогары или пробоины удаляются по плавному конту-
ру (по кругу); прямолинейные участки вырезаются шлифовальным кругом,
а криволинейные засверливаются. Затем кромки зачищаются личным напильни-
ком и шлифовальной шкуркой. После этого по лючку изготовляется вставка или
накладка, первая подгоняется так, чтобы зазор между ней и кромками лючка не
превышал 1 мм. Накладка делается такой величины, чтобы она перекрывала лю-
чок по 8—10 мм на сторону. Далее поверхность и вставка зачищается металли-
ческой щеткой или шлифовальной шкуркой на расстоянии 10—15 мм от места на-
ложения сварного шва.
Отставание швов роликовой сварки. Поврежденный участок зачищают до
металлического блеска шлифовальной шкуркой зернистостью 170—200 или ме-
таллической щеткой, а место шва продувают сжатым воздухом. Затем алюминие-
вой или медной выколоткой произврдят рихтовку отслоившегося листа до полного
прилегания и далее обезжиривают поверхность вокруг места сварки бензином
Б-70.
Выработка и глубокие следы наклепа на плоских деталях зачищаются до
металлического блеска шлифовальным кругом или шкуркой (в зависимости от
глубины поврежденного слоя, имеющего «черноту»), а на цилиндрических дета-
лях протачиваются на токарном станке.
Свариваемые кромки и поверхность деталей вокруг места сварки зачищают-
ся от нагара и других загрязнений, а также обезжириваются.
Общие рекомендации. Нельзя применять для сварки неизвестные и непро-
веренные сварочные материалы: электроды, сварочную проволоку, флюсы и т. п.
Ни в коем случае не допускать сварку изделий по кромкам, загрязненным
окислами, ржавчиной, маслом, краской и т. п.
Излишек наплавленного в сварной шов металла всегда приводит к образо-
ванию концентраторов напряжений и увеличению деформаций.
Увеличение силы тока или напряжения на дуге без соответствующего увели-
чения скорости сварки, завышение погонной энергии при сварке приводят к уве-
личению деформаций сварочной конструкции.
Коробление конструкции возрастает из-за несоблюдения требований техно-
логического процесса, т. е. нарушения сварочных режимов, последовательности
и порядка сборки и сварки, порядка наложения швов и т. п.
При выполнении многослойных сварных швов необходимо тщательно очи-
щать каждый наложенный слой от шлака и брызг.
Разделка кромок в зависимости от толщины
свариваемого материала производится в соответ-
ствии с табл. 8.10.
Рис. 8.11. С хема засвер-
ливания криволинейных
трещин:
1, 2, 3, 4 и 5 — отверстия по-
сле засверливания сверлом
диаметром 2—2,5 jam.
3. Сварка малоуглеродистых сталей
Малоуглеродистая сталь сваривается элект-
родуговой сваркой электродами из проволоки
Св-08 и Св-08А с обмазкой ОММ-5, ЦМ-7, МЭЗ-04,
ВИ9-6, УОНИИ 13/45 и др. Газовая сварка мало-
углеродистой стали производится нейтральным
пламенем с присадочной проволокой марок Св-08
и Св-08А (ГОСТ 2246-54). Если деталь из мало-
углеродистой стали сваривается с деталью
из стали 25ХГСА или ЗОХГСА, то для повы-
шения надежности сварных соединений при-
меняется присадочная проволока Св-18ХГСА и
Св-18ХМА.
316
Таблица 8.10
Разделка кромок в зависимости от толщины свариваемого материала
Вид соединения
£?/ Сшсиосное стык обое
б/ Y-образное стыкибпе
ь
Толщина
материала 6,
мм
Размер, мм
di а b
1,5 0,5—1,0
2,0 0,5—1,0
2,5 0,7—1,2
3,0 1,0—1,5 1—2
5,0 1,0—1,5 1—2
10,0 1,5—2,0 1—2
15,0 2,0—3,0 1—2
10,0 2,0 1—2
15,0 2—3 1—2
20,0 2-3 1—2
1,5 0,5—1,0
2,0 0,5—1,0
3,0 0,5—1,0
5,0 0,5—1,0
10,0 0,5—1,0
5,0 0,5—1,0 0,5—1,0
10,0 1—2 0,5—1,0
15,0 2—3 0,5—1,0
4
4
5
6
5
6
7
317
4. Сварка стали хромансиль (хромомарганцовокремнистая сталь]
Сталь хромансиль хорошо'сваривается электродуговой сваркой, при газовой
сварке имеет склонность к образованию трещин. Обладает большой склонностью
к закалке на воздухе, поэтому сварку проводят при температуре окружающего
воздуха не ниже 5° С без сквозняков и охлаждения сжатым воздухом.
Сварка массивных деталей. При сварке массивных деталей и приварке к ним
тонкостенных деталей для предотвращения появления трещин производят пред-
варительный подогрев деталей в местах сварки до температуры 250—300° С. При
ремонте и изготовлении этих деталей рекомендуется применять электродуговую
сварку.
Флюс. Для получения лучшего провара и уменьшения опасности трещино-
образования при электродуговой сварке хромансиля применяется флюс В-У9,
состоящий из 60% углекислого бария, 21% плавикового шпата, 14% двуокиси
титана и 5% ферромарганца. Флюс растворяется в жидком стекле плотностью
1,3—1,32 из расчета 450—480 см3 на 1 кГ сухой смеси компонентов. За 10—15 мин
до начала сварки флюс наносится с обратной стороны шва или с обеих его сторон
в зависимости от удобства нанесения.
Если при ремонте деталь, имевшая до сварки предел прочности ниже
150 кГ/см11, подвергалась электродуговой сварке, то последующей термической
обработке ее не подвергают.
Газовая сварка применяется только в тех случаях, когда невозможно при-
менить электродуговую сварку.
При подварке трещин длиной не более 10—15 мм в сварном шве или в основ-
ном металле вблизи шва в качестве присадочного материала применяется прово-
лока ЭИ435 или ЭИ334.
Если при ремонте деталь, имевшая до сварки предел прочности выше
70 кГ/мм2, подвергалась газовой сварке, то деталь подвергают термической об-
работке (закалке и отпуску).
5. Сварка хромоникелевых сталей
При сварке хромоникелевых сталей и их сплавов учитывают следующие
особенности:
поверхность этих сталей и сплавов покрыта тугоплавкой окисью хрома
Сг2О3, поэтому для получения качественных швов хорошо подготавливают место
сварки и применяют флюс;
при сварке происходит значительное выгорание легирующих элементов —
хрома и титана, поэтому стремятся к наименьшему сечению сварных швов и к наи-
большей скорости сварки;
высокий коэффициент линейного расширения вызывает значительные дефор-
мации свариваемого изделия, что затрудняет производство сварки (особенно га-
зовой);
при нагреве до 600—800° С и выдержке при этой температуре на некоторых
хромоникелевых сталях и их сплавах по границам зерен происходит выпадание
карбидов хрома, вследствие чего сталь приобретает склонность к межкристал-
литной коррозии.
Для предохранения от межкристаллитной коррозии металл после сварки
подвергают термической обработке, которая заключается в нагреве до 1050—
1100° С и быстром охлаждении.
Тип сварки. Хромоникелевые стали хорошо свариваются электродуговой
и газовой сваркой. Нихромы удовлетворительно свариваются газовой и электро-
дуговой сваркой при условии тщательной подготовки места сварки и строгого
соблюдения технологии сварки.
Присадочные материалы. При газовой сварке в качестве присадочного ма-
териала применяется проволока той же марки, что и основной металл, или по-
лоски шириной 2—3 мм, вырезанные из основного металла. Для улучшения ка-
чества сварного шва применяется флюс ВИ13-6, состоящий из 30% фарфора,
28% мрамора, 20% двуокиси титана, 10% ферромарганца, 6% ферротитана и 6%
ферросилиция. Флюс растворяется жидким стеклом плотностью 1,3—1,32 из рас-
318
чета 650 Г стекла на 1 кГ сухой смеси компонентов, наносится на кромки сва-
риваемого изделия с обратной стороны шва слоем толщиной не менее 0,4 мм и
просушивается в течение 20—25 мин.
Прихватка изделий. Прихватку изделий целесообразно производить дуго-
вой сваркой, при которой коробление изделия происходит в меньшей степени,
чем при газовой. Длина прихватки 4—8 мм, шаг 30—60 мм. Осуществляют при-
хватку короткой дугой.
Если прихватка производится газовой сваркой, то применяется тот же при-
садочный материал и тот же номер наконечника, что и при сварке.
Газовая сварка осуществляется нейтральным пламенем. Расстояние от кон-
ца ядра до поверхности сварочной ванны не меннее 1—2 мм. Прутком и горел-
кой производятся только поступательные движения (без колебательных) для то-
го, чтобы не создавать подсоса воздуха в защитную зону сварочного пламени.
Процесс сварки ведется непрерывно (без отрыва горелки от шва до конца сварки)
на максимальной скорости.
Электродуговая сварка производится на постоянном токе при обратной по-
лярности (плюс на электроде). Применяются электроды из проволоки той же
марки, что и основной материал, с обмазкой ВИ 12-6. Перед сваркой на обрат-
ную сторону швов наносится слой флюса ВИ 13-6. Сварка осуществляется корот-
кой дугой при поступательном (без колебаний) движении электрода.
6. Сварка алюминиевых сплавов
При сварке алюминиевых сплавов необходимо учитывать следующие особен-
ности:
поверхность сплавов на воздухе быстро покрывается тугоплавкой окисью
алюминия А12О3, температура плавления которой 2050° С (температура плавле-
ния алюминия 658° С);
все сплавы алюминия не изменяют своего цвета при нагревании, из-за чего
трудно заметить начало оплавления их;
сплавы обладают высокой теплопроводностью, вследствие чего толстостен-
ные изделия сильно коробятся при нагревании.
Газовая сварка алюминиевых сплавов производится строго нейтральным
пламенем. Расстояние от конца ядра пламени до поверхности сварочной ванны
должно быть 3—5 мм.
Присадочный материал. В качестве присадочного материала при сварке
деталей из однородных материалов применяется проволока того же состава, что
и свариваемый металл. При сварке сплавов АМц, АМг, АВ, Д1, Д16 и других
рекомендуется применять проволоку АК, состоящую из 95% алюминия и 5%
кремния.
При сварке алюминиевых сплавов разных марок применяют следующую при-
садочную проволоку (табл. 8.11).
Таблица 8.11
Марки присадочных материалов для алюминиевых сплавов
Марка свариваемых сплавов Марка присадочного материала Марка свариваемых сплавов Марка присадочного материала
АД (АД1)"с АМц АМц с АМг АМгЗ с АВ АМц с АЛ2 АМц или АК АМгЗ или АК АК АЛ2 АМц с АЛ4 АМп с АЛ6 АМгЗ с АЛ4 Д1 с АМц Д16 с АМц АЛ2 или АЛ4 АЛ2 или АЛ6 АЛ2 или АЛ4 В61 или АК В61 или АК
Флюсы. При сварке авиационных деталей из алюминиевых сплавов приме-
няют флюс АФ-4А, состоящий из 50% хлористого калия, 28% хлористого на-
трия, 14% хлористого лития и 8% фтористого натрия. Флюс гигроскопичен, по-
этому хранят его в банках с притертой пробкой. Перед сваркой флюс разводят
319
водой до консистенции густой сметаны и наносят на пруток присадочной прово-
локи.
Техника сварки. Металл толщиной до 5 мм сваривается левым методом свар-
ки, а толщиной выше 5 мм — правым методом сварки. Сварку производят в ниж-
нем положении. Угол наклона горелки к поверхности свариваемого изделия
при сварке металла толщиной до 5 мм должен быть равен 30—40°, а при сварке
более толстых изделий — 45—62°. Угол наклона прутка присадочной проволо-
ки к поверхности детали держат равным 40—50°.
Сварку ведут без перерыва, не отрывая горелку от шва до окончания свар-
ки. Вторичный проход горелкой по шву с целью сглаживания его поверхности
не допускается.
Металлы толщиной до 3 мм свариваются только при поступательном движе-
нии горелки (без колебаний).
При сварке толстостенных изделий (толщиной свыше 5 мм) рекомендуется
их предварительно нагреть до температуры 300—350° С.
Обработка после сварки. По окончании сварки изделие тщательно промы
вают горячей водой и хромовым ангидридом до полного удаления следов флюса
Недостаточно тщательная промывка может привести к разрушению сварны?
соединений от коррозии.
Качество промывки проверяется 2-процентным раствором азотнокислого
серебра; если капля этого раствора вызывает образование тяжелого белого осад
ка, то промывку рекомендуется повторить.
Электродуговая сварка алюминиевых сплавов при ремонте авиационной тех-
ники применяется редко.
7. Сварка меди и ее сплавов
Медь отличается очень высокой теплопроводностью (примерно в 6 раз выше
чем у малоуглеродистой стали) и сильно окисляется при нагреве. Поэтому при
газовой сварке меди мощность пламени горелки берут из расчета 150—200 л/ч
на 1 мм толщины свариваемого металла.
Толщина материала. При сварке деталей большой толщины рекомендуется
пользоваться двумя горелками: одной подогревать место сварки, а другой свари
вать. Для уменьшения отвода тепла под свариваемые детали подкладываются
листы асбеста. Сварку ведут нейтральным пламенем. Расстояние от ядра до сва
рочной ванны 3—6 мм.
Присадочный материал. В качестве присадочного материала применяют мед
ную проволоку с небольшим содержанием кремния и фосфора, которые являют
ся хорошими раскислителями меди. Если применяется обычная электролити
ческая медь, то в состав флюса вводится какой-нибудь раскислитель, например
фосфористая медь. В качестве флюса обычно применяется бура или борная кисло
та, которая наносится на поверхность свариваемой детали в виде порошка или
пасты, замешанной на спирте. Кроме того, в процессе сварки флюс периодически
вводится в сварочную ванну на нагретом конце присадочного прутка.
Газовая сварка ведется по возможности без перерывов. Для лучшего про
грева кромок свариваемого участка пламя следует держать почти под прямым
углом к поверхности металла. Предварительная прихватка швов не допускается
так как это ведет к появлению трещин в местах прихваток при повторном нагре
ве их во время сварки.
Электродуговая сварка меди производится угольным электродом на постоян
ном токе при прямой полярности. Присадочная проволока и флюсы применяются
того же состава, что и при газовой сварке. Для получения хорошего сплавления
основного и присадочного металлов место сварки прогревается дугой до оплав
ления кромок свариваемого участка, после чего вводится присадочный пруток
Заполнение шва производится за один проход.
8. Сварка латуни
Большие трудности представляет сварка латуни (медно-цинкового сплава)
При расплавлении латуни из нее начинает испаряться цинк, что приводит к по
ристости швов. Кроме того, пары цинка быстро окисляются на воздухе, образуя
очень ядовитую окись цинка, опасную для здоровья сварщика.
320
>
Процесс сварки. Для уменьшения испарения цинка сварку латуни ведут
О2
окислительным пламенем при соотношении — 1,3 т 1,4. В этом случае на
'> 2 **2
поверхности сварочной ванны образуется тугоплавкая пленка окиси цинка,
уменьшающая дальнейшее испарение цинка. Для защиты сварщика от отравле-
ния при сварке латуни рабочее место сварщика обеспечивается хорошей вен-
тиляцией.
Мощность горелки выбирается из расчета 100 л!ч ацетилена на 1 мм толщи-
ны свариваемого металла.
Присадочная проволока применяется того же состава, что и основной металл.
В качестве флюса применяются бура и борная кислота.
9. Сверка бронзы
Бронза хорошо сваривается электродуговой и газовой сваркой. Электроду-
говая сварка производится как угольным, так и металлическим электродом.
Процесс сварки. Перед сваркой деталь рекомендуется подогревать до 450—
500° С. При сварке угольным электродом в качестве присадочного материала
применяются прутки, содержащие 95—96% меди, 3—4% олова и 0,25—0,4%
фосфора. Сварка ведется с флюсами того же состава, что и при сварке меди. Свар-
ка металлическим электродом производится на постоянном токе при обратной
полярности. В качестве электродной проволоки применяются бронзовые прутки
с обмазками из плавленой буры, мела и жидкого стекла.
10. Сварка магниевых сплавов
Магниевые сплавы МА-1, МА-2 и МА-8 свариваются аргоподуговой и газо-
вой сваркой. В качестве присадочного материала при сварке применяется про-
волока того же состава, что и свариваемый материал. Допускается применение
полосок, нарезанных из листового материала той же марки, что и основной ма-
териал.
11. Сварка титана и его сплавов
Титан обладает высокой прочностью и пластичностью при малом удельном
весе (4,5 Г/см?), удовлетворительной теплоустойчивостью и высокой коррозион-
ной стойкостью.
Сродство к кислороду, азоту и водороду. При сварке большую роль играет
сродство титана к кислороду, азоту и водороду, содержание которых для техни-
ческого титана, применяемого в сварных конструкциях, не должно превышать:
водорода — 0,01, азота*— 0,04 и кислорода — 0,15%. Азот и кислород резко по-
вышают прочность и снижают пластичность титана. Водород влияет главным об-
разом на склонность титана к хрупкому разрушению.
Качество сварки. Для получения качественного сварочного соединения ре-
комендуется:
ограничивать содержание вредных примесей в техническом титане и, в пер-
вую очередь, азота, кислорода, водорода и углерода;
защищать шов и околошовную зону при сварке плавлением чистыми инерт-
ными газами (аргоном, гелием) или бескислородными флюсами;
выбирать рациональные режимы сварки для получения лучших механиче-
ских свойств и структуры металла шва и околошовной зоны;
предусматривать термическую обработку сварных изделий нз титановых
сплавов, обладающих высокой прочностью.
Сварка технического титана. В настоящее время сварка технического тита-
на и его сплавов производится автоматически, а ручная сварка — вольфрамо-
вым и плавящимся электродом в среде аргона и гелия. Ввиду того что титан име-
ет высокую склонность к росту зерна при высоких температурах и характеризует-
ся’малойюкоростью охлаждения, сварку ведут на минимально возможной погон-
ной энергии.
Н Зак. 223
321
Многослойная сварка. Для уменьшения длительности пребывания металла
при температурах интенсивного роста зерна рекомендуется применять много-
слойную сварку длинными участками (с полным охлаждением слоев), а также
тсплоотводящие накладки и подкладки.
12. Выбор оптимального способа сварки
При ремонте авиационной техники применяется газовая и электродуговая
сварка. При этом для выбора оптимального способа сварки руководствуются сле-
дующим.
Газовую сварку применяют для тонкостенных (толщиной до 1,5 мм) деталей
из алюминиевых, магниевых и некоторых жаропрочных сплавов, а также из
сталей марок 10А, 20А, 12Г2А, 1Х18Н9Т, ЭИ400. Не рекомендуется газовая
сварка для деталей из сплавов ЭИ602, ЭИ703, ВЖ98, а также из сталей ЗОХГСА
и ЗОХГСНА, термически обработанных ла предел прочности выше 120 кГ/мм?.
Газовую сварку не следует применять для соединений внахлестку, впритык и для
угловых соединений, так как при этом возможен непровар корня шва.
Электродуговую сварку металлическим электродом применяют для деталей
толщиной более 1,5 мм, изготовленных из сталей марок 10А, 20А, 10Г2А, 12Г2А,
1Х18Н9Т, ЭИ400, ЗОХГСА, ЗОХГСНА и сплавов ЭИ435, ЭИ437, ЭИ602, ЭИ703,
ВЖ98. Эта сварка не рекомендуется для деталей из алюминиевых и магниевых
сплавов.
Электродуговая сварка угольным электродом применяется при ремонте мас-
сивных деталей из литых алюминиевых сплавов АЛ2, АЛ4 и др.
Электродуговой сваркой не следует сваривать стыковые с отбортовкой, вна-
хлестку и телескопические соединения, так как при этом возможны проплавле-
ние и прожог материала.
Аргоно-дуговую сварку (ручную) применяют для деталей из всех марок алю-
миниевых, магниевых и жаропрочных сплавов при толщине свариваемого мате-
риала от 0,5 до 3 мм.
Сварку алюминиевых и магниевых сплавов рекомендуется вести на перемен-
ном токе, а жаропрочных сплавов — на постоянном токе прямой полярности.
13. Влияние легирующих элементов на свариваемость стали
Углерод. Содержание углерода свыше 0,3% резко понижает сварочные свой-
ства стали, приводит к получению закалочных структур и необходимости про-
изводить сварку с подогревом.
Марганец. При содержании марганца в любой марке стали как примеси до
0,3—0,8% улучшает свариваемость. С увеличением марганца более 0,8% свари-
ваемость стали ухудшается из-за повышения закаливаемости, увеличения проч-
ности и твердости.
Кремний повышает прочность, твердость и упругие свойства стали. Содержа-
ние кремния до 0,3% на свариваемость не влияет. Увеличение кремния свыше
0,3% приводит к образованию тугоплавкого вязкого окисла, насыщению шва не-
металлическими включениями, понижению ударной вязкости и резкому умень-
шению пластичности.
Хром до 0,2—0,3% является обычной примесью в стали. В конструкцион-
ных сталях его до 3% и в специальных сталях от 12 до 35%. Хром обрузует
с углеродом карбиды, способствует образованию закалочных структур типа
мартенсит, значительно окисляется с образованием тугоплавкой окиси.
Никель до 0,2—0,3%—обычная примесь в стали. В конструкционных ста-
лях его 1—5%, в специальных сталях 8—25%. Никель значительно повышает
пластичность и прочность стали, улучшает ее свариваемость.
Молибдена в конструкционных сталях 0,2—0,5%, в инструментальных
сталях до 0,8%, а в быстрорежущих до 2,5%. Молибден измельчает зерно, повы-
шает ударную вязкость и сопротивление знакопеременным нагрузкам.
Титан и ниобий являются сильно карбидообразующими элементами; в ста-
лях их до 0,5%. В нержавеющие стали их добавляют для уменьшения межкри-
322
Рис. 8.12. Типичные случаи подварки
трещин:
а — трещина в основном металле па-
раллельно шву; б — трещина в ме-
талле сварного шва; в — поперечная
трещина в сварном шве и основном
металле; г — поперечная трещина
в основном металле (Стрелками по-
казано направление подварки)
сталлитной коррозии. Титан повышает стойкость хромоникелевых швов против
«горячих» трещин, способствует мелкозернистой структуре. Ниобий при содер-
жании в шве до 1% в сочетании с углеродом вызывает «горячие» трещины, а
с большим содержанием стойкость швов нержавеющей стали против «горячих»
трещин повышается.
14. Причины образования трещин на деталях конструкции
и их подварка
Прямые или разветвленные трещины на основном металле, расположенные
параллельно сварному шву (рис. 8.12, а). Перед подваркой концы трещин засвер-
ливают для исключения дальнейшего распространения их в процессе подварки
или после выполнения ремонтных работ. При этом особенно внимательно необ-
ходимо устанавливать длину трещины, тщательно обнаруживая окончание ее.
Необнаруженное микроскопическое по своим размерам окончание трещины мо-
жет оказаться незаверенным и в процессе эксплуатации будет развиваться в зна-
чительную по размерам трещину. По этим же соображениям места поворота тре-
щин также подлежат засверливанию.
Подварку трещин на узлах и деталях, изготовленных из стали толщиной
не более 2 мм, разрещается производить без удаления металла в дефектном
участке.
Обработка трещин. При толщине металла свыше 2 мм дефектное место с тре-
щиной обязательно подвергается механической обработке для получения V-об-
разной канавки на полную глубину проникновения трещины. Такая обработка
материала значительной толщины вызывается необходимостью обеспечения
сквозного провара в месте образования трещины.
Трещина в сварном шве. Осторожно подходят к подварке трещин на свар-
ных швах (рис. 8.12,6). Причиной этих трещин является низкое качество металла
сварного шва . вследствие использования недоброкачественного присадочного
материала или в результате избытка кислорода при ацетилено-кислородной свар-
ке. Прямая или разветвленная трещина в сварном шве, проходящая по его сере-
дине или у краев и не переходящая в основной материал, подваривается после
засверливания концов трещины и механической обработки дефектного участка
шва. Во избежание роста внутренних напряжений при подварке трещин рекомен-
дуется применять электродуговую сварку.
Трещина поперек сварного шва с выходом за его пределы в обе стороны на
основной металл (рис. 8.12,в) возникает из-за воздействия продольных усадоч-
ных напряжений в местах перерывов в наложении сварного шва или в местах,
имеющих шлаковые включения. Эти трещины подвариваются после высверли-
вания материала шва с трещиной и засверливания ее на основном материале де-
тали. Вначале подваривается трещина на основном материале с обеих сторон
сварного шва в направлении от засверленного конца к шву. Затем высверлен-
ное в шве отверстие заваривается круговым движением электрода или присадоч-
ного материала.
И* 323
Рис. 8.13. Трещины около
отверстия на элементе жа-
ровой трубы (штриховой
линией показано наложение
заплаты)
Трещины в основном металле, расположенные перпендикулярно к сварному
шву и рядом с ним (рис. 8.12, г), появляются из-за неравномерного сжатия эле-
ментов конструкции из легированной стали, принимающей закалку в зоне отжи-
га. Сосредоточение местных внутренних напряжений вызывает при эксплуата-
ции возникновение подобного рода трещин на основном металле. Трещины зава-
риваются, как указывается на рисунке.
Трещины в основном металле около отверстий (рис. 8.13) вызываются концен-
трацией напряжений. Совместное действие вибрационных нагрузок, повторного
и неравномерного нагрева в процессе работы приводит к снижению усталост-
ной прочности детали (узла) и появлению трещин после сравнительно небольшо-
го числа циклов нагружения изделия. В этом случае рекомендуется поврежден-
ное место удалить и наварить накладку.
Нормы на подварку трещин. Подваривание трещин на стальных элементах
конструкции разрешается не более 2 раз. Если после вторичной подварки в дан-
ном месте трещина появляется снова, то дефектное место или усиливается поста-
новкой накладок или полностью удаляется, а ремонт производится постанов-
кой накладок (бужей). В этих случаях сварные швы при ремонте накладывают
на новое место, не подвергавшееся термическому влиянию, а следовательно,
причины, вызвавшие появление дефекта, полностью исключаются.
15. Ремонт трубчатых деталей конструкции
При эксплуатации на трубчатых деталях могут возникать дефекты: вмяти-.
ны, деформация стержней и разрушение трубчатых элементов.
Вмятины на трубчатых деталях изменяют момент инерции их поперечного
сечения и приводят к снижению прочности конструкций, поэтому ремонт труб
с вмятинами регламентируется. Незначительные с плавными переходами вмяти-
ны глубиной не более 0,025d и длиной до 0,5d не устраняют. Вмятину глубиной
до 0,25d ремонтируют постановкой накладки (рис. 8.14), вмятины глубиной более
0,25d с трещиной на обратной стороне (либо прострелы или разрушения трубы
по всему поперечному сечению) ремонтируют путем местного усиления или заме-
ны дефектного участка.
Бужевое усиление. Для местного усиления и стыковки труб используют
наружные или внутренние бужи. Наружные бужи (рис. 8.15) позволяет сохра-
нять прочность ремонтируемого элемента за счет большего поперечного сечения
по сравнению с сечением ремонтируемой трубы. В тех случаях, когда недопусти-
мо увеличение диаметра ремонтируемой трубы, для местного усиления и стыков-
ки используются внутренние бужи. Внутренние бужи создают некоторые труд-
ности их установки по месту стыка и по перемещению, поэтому посередине
324
места стыка в ремонтируемой трубе делаются про-
рези, позволяющие сдвигать буж до нужного по-
ложения и увеличивать длину швов, соеди-
няющих ремонтные детали.
Прямые и косые срезы бужей. В зависимости
от исходной прочности ремонтируемого элемента
при ремонте используют бужи с прямым или ко-
сым срезом. Для ремонта трубчатых конструкций
с пределом прочности при растяжении до
90 кГ'мм? применяют бужи с прямым срезом, для
конструкций с большим пределом прочности —
бужи с косым срезом. При косом срезе ослабле-
ние трубы сварным теплом не распространяется
на все поперечное сечение, как в соединениях с
прямым срезом. Кроме того, бужевое соединение
с косым срезом лучше выдерживает вибрационные
нагрузки.
Сохранение геометрии при сварке. Элементы
конструкции из труб перед ремонтом сваркой
полностью разгружают и фиксируют стыковоч-
ные размеры ремонтируемого агрегата, а в про-
цессе сварки тщательно проверяют нивелировку
и соблюдают порядок наложения сварных швов
в местах ремонта.
Покрытие олифой после сварки. Во всех слу-
чаях ремонта авиационных конструкций внутрен-
ние полости труб после сварки покрывают оли-
фой. Для этой цели перед ремонтом в стальной
трубе сверлятся с обоих концов ремонтируемо-
го элемента дренажные отверстия, в которые за-
ливается олифа. Затем дренажные отверстия
завариваются.
>5d
Рис. 8.15. Типы наружного
бужевого соединения
16. Ремонт горячих коммуникаций авиационной техники
Для горячих коммуникаций авиационной техники применяются жароупор-
ные стали и сплавы (сталь Я1Т и сплавы ЭИ435, ЭИ602 и др.). Стали Я1Т и спла-
вы ЭИ435 свариваются всеми видами сварки плавлением, изделия из сплава
ЭИ602 свариваются только аргоно-дуговой сваркой.
Виды сварки, флюсы и обмазки. При ацетилено-кислородной сварке приме-
няется флюс ВИ13-6 (НЖ-8), последний наносится на свариваемую деталь с об-
ратной стороны для предохранения от окисления не защищенной газовым пла-
менем поверхности детали. При электродуговой сварке изделий используется
обмазка ВИ12-6 (НЖ-1). Аргоно-дуговая сварка обеспечивает высокое каче-
ство; сварка осуществляется без флюсов и обмазок.
Присадочные материалы. В качестве присадочного материала применяют
проволоку из того же материала, из которого изготовлен ремонтируемый эле-
мент, либо из листового материала нарезаются полоски шириной 1,5—2 мм и ис-
пользуются в качестве присадка. Учитывая высокое электрическое сопротивле-
ние жароупорных материалов при ремонте электродуговой сваркой, применяют
короткие электроды; при диаметре электрода 2 мм его длину берут не более 180—
200 мм, а для 2,5 мм — не более 230—250 мм.
Нейтральное пламя горелки. При ацетилено-кислородной сварке пламя
горелки делают нейтральным и систематически проверяют. При избытке ацети-
лена углерод поглощается расплавленным металлом и снижается сопротивление
основного металла межкристаллитной коррозии. При избытке кислорода обра-
зуются тугоплавкие окиси и возникает пористость шва.
Процесс сварки. Сварку ведут быстро, не задерживая горелки на одном месте
во избежание прожогов и коробления, избегают перерывов в процессе наложе-
ния шва.
325
17. Выбор мощности горелки и сварочной проволоки
при газовой сварке
Выбор мощности горелки. Мощность горелки определяется количеством аце-
тилена, потребляемого в течение часа работы, и подбирается в зависимости от
толщины свариваемого металла и способа сварки.
При сварке малоуглеродистых инизколегированных
сталей необходимая мощность W горелки определяется следующим образом:
для левого способа W = (100 ~ 130)6 л/ч;
для правого способа W = (120 -у 150) 6 л/ч,
где 6 — толщина свариваемой стали, мм.
При сварке латуни, бронзы, алюминиевых сплавов
и чугуна мощность горелки устанавливаете^ примерно такая же, как и для
сварки стали, а для сварки меди мощность горелки подбирается по формуле
№ = (150 4- 200)6 л/ч.
Выбор сварочной проволоки. Диаметр d сварочной проволоки для газовой
сварки всех сталей подбирается в зависимости от толщины свариваемого метал-
ла и в пределах толщин 12—15 мм может быть определен по следующей импери-
ческой формуле:
для левого способа
для правого способа
6
— мм,
2
где d — диаметр проволоки, мм;
6 •— толщина свариваемого металла, мм.
При сварке стали толщиной более 11 мм диаметр проволоки берут равным
6—8 мм.
Присадочная проволока выбирается в зависимости от состава свариваемого
металла.
18 Повышение выносливости деталей после ремонта сваркой
Сварные конструкции в процессе эксплуатации подвергаются нагружению
повторными статическими и вибрационными нагрузками. Наиболее плохо пере-
носят нагрузки детали в местах повышенной концентрации напряжений. Наи-
большими концентраторами напряжений являются участки резкого изменения
поперечного сечения и перехода от наплавлен-
Рис. 8.16. Влияние радиуса
закругления сварного шва
на предел выносливости
сварного соединения
ного металла шва к основному металлу изде-
лия. Чем меньше радиус перехода, тем ниже
предел выносливости этого элемента и, наобо-
рот, чем больше радиус, тем выше предел его
выносливости (рис. 8.16).
Для повышения выносливости сварных
конструкций после ремонта производятся:
запиловка сварных швов, комбинированная
сварка, сварка с «усом» и применение поверх-
ностного наклепа сварного шва.
Запиловка сварного шва создает плав-
ность перехода от наплавленного металла к
основному и больший радиус закругления.
Подвергаются запиловке места, имеющие зна-
чительную концентрацию напряжений.
326
Рис. 8.17. Наплавление «уса» на труб-
чатой конструкции
Рис. 8.18. Влияние наплавки «уса» на
предел выносливости сварного соедине-
ния из стали ЗОХГСА:
1—комбинированная сварка с «усом»; 2 —
дуговая сварка с «усом»; 3— комбинирован-
ная сварка без «уса»
Комбинированная сварка. При комбинированной сварке все основные швы
выполняются электродуговой сваркой, а места со значительной концентрацией
напряжений, влияющие на выносливость конструкции, на длине 10—15 мм за-
вариваются ацетилено-кислородной сваркой.
Сварка с «усом». Удовлетворительный эффект повышения выносливости кон-
струкции после ремонта электродуговой сваркой дает сварка с «усом». В этом
случае в местах с высокой концентрацией напряжений, начиная от сварного шва,
по направлению действия нагрузок наплавляется валик металла длиной 15—•
20 мм, называемый «усом» (рис. 8.17). Сварка с «усом» увеличивает радиус за-
кругления в местах с высокой концентрацией напряжений. Кроме того, наплав-
ление валика металла вдоль трубы увеличивает поперечное сечение ремонтируе-
мого элемента, компенсируя потерю прочности в области термического влияния
сварного шва (рис. 8.18).
Поверхностный наклеп. Распространенным средством повышения выносли-
вости сварных соединений при ремонте является поверхностный наклеп сварных
швов и околошовных зон пневматическим молотком. Здесь повышение вынос-
ливости достигается созданием в сварном шве напряжений сжатия и устранени-
ем концентраторов напряжений: поверхностных трещин, наплывов, подрезов,
непроваров, шлаковых включений и др.
19. Качественные сварные швы
Внешние признаки. Внешними признаками качественного сварного шва яв-
ляются: равномерные и без перерывов чешуйки наплавленного металла, а на гра-
нице перехода к основному металлу нет отслоений или больших наплывов. Вы-
сота нормального валика шва составляет около 25% толщины свариваемого ме-
талла. Поверхность шва не имеет газовых пор и свищей диаметром более 2—
2,5 мм. Замки сварных швов не имеют незаваренных кратеров. При разрезах
образца хороший провар дает проникновение наплавленного металла в основ-
ной на глубину не менее 20% толщины свариваемого металла.
Проплав, подрез и науглероживание. Проплав на оборотной стороне шва
при толщине материала до 3 мм не должен превышать толщины основного ме-
талла;'при толщине металла выше 3 мм проплав с оборотной стороны недопустим.
Подрез основного металла, т. е. проплавление основного металла рядом со
швом, не должен выходить за пределы 15% толщины свариваемого металла. Не-
допустимо науглероживание наплавленного металла. Шов при сильном
науглероживании получается гладким и широким со свищами на поверхности.
327
20. Нормы выхода ацетилена из карбида кальция
и характеристика углекислого газа
Нормы выхода ацетилена в зависимости от размеров кусков карбида каль-
ция приведены в табл. 8.12, а сведения о сжиженном СО2 — в табл. 8.13.
Таблица 8.12
Норма выхода ацетилена из карбида кальция (по ГОСТ 1460—56)
Размер куска, мм Условное обозна- чение размера Нормы выхода ацетилена, л/кГ
I сорт II сорт
От 2 до 8 2/8 225 235
» 8 » 15 8/15 265 245
» 15 » 25 15/25 275 255
» 25 » 80 25/80 285 265
Смешанных размеров — 275 265
Примечание. Содержание фосфористого водорода в ацетилене в процентах по
объему не более 0,08, а сероводорода не более 0,15 для кусков всех размеров.
Таблица 8.13
Углекислый газ (сжиженный) и его технические характеристики
Характеристика Сорт углекислого газа
Пищевая углекис- лота ГОСТ 8050—56 Пищевая углекис- лота осушенная Сварочный ТУ ВНИХИ и ЦНИИТмаш
Содержание СО2 в % по объ- ему (не менее) 98,5 98,5 99,5
Содержание воды в свобод- ном состоянии в % по весу (не более) 0,1
Содержание водяных паров в углекислом газе в Г/м3 (не более) Не определяется 0,18
21. Расчет сварных соединений
Соотношение толщин. Для качественной сварки рекомендуется соотноше-
ние толщин свариваемых деталей от 1 : 1 до 1 : 2.
Сварные швы в соединениях рекомендуется располагать так, чтобы они ра-
ботали на срез.
Расчет на срез или разрыв сварного шва выполняется по формулам:
Р Р
х = -— < <ртв; 0= ---------------< <рав,
•сер г разр
где РСр, Гразр — площадь сварных швов, определяемая умножением числа швов
п на периметр одного шва L и на меньшую из толщин свариваемых материалов
Sunn, х. е. F = /гЛбмин;
328
ф — коэффициент, учитывающий ослабление материала сваркой (неодно-
родность шва, наличие структурных изменений, остаточных напряжений), ко-
торый может быть принят равным 0,8;
Тв = 0,6ов; ов — предел прочности растяжения материала листа (труоы).
Расчет на растяжение или сжатие сварного шва производится по формулам:
Р Р
—(<Г)р1 °С/К— = (<Т)сж,
где Р — сила, действующая на сварной шоп;
s — толщина свариваемых листов и других деталей;
I — длина сварного шва;
(<т)ри(о)сж— допускаемые напряжения на растяжение и сжатие.
22. Особенности ремонта пайкой
Процесс пайки основан на способности расплавленного припоя затекать
в зазоры при помощи капиллярных сил, поэтому при ремонте принимают меры
для сохранения в процессе пайки зазора между спаиваемыми поверхностями
в пределах 0,05—0,15 мм. Достигается это фиксацией соединяемых пайкой де-
талей при помощи кернения, отбортовки, развальцовки, приклепывания, соеди-
нения временными штифтами и шпильками, просто собственным весом детали
или с помощью специальных приспособлений.
Чистота поверхности. Условием, обеспечивающим возможность течения
расплавленного припоя в местах соединения деталей, является чистота их поверх-
ности. При наличии масляных и окисных пленок на поверхности деталей припой
не смачивает металл и не затекает в зазоры. Поэтому при подготовке к пайке не-
обходимо получить химически чистую поверхность деталей, что достигается про-
мывкой поверхности деталей бензином. Удаление толстых окисных пленок и про-
дуктов коррозии производится химическим или механическим способом.
Флюсы и припои. При пайке сталей и жароупорных сплавов припоями
с температурой плавления 800—1200° С применяют флюсы № 200, 201 или смесь
буры с борной кислотой; для припоев с температурой плавления 600—800° С —
флюсы № 209, 284, 18В, отличающиеся от предыдущих повышенным содержани-
ем фторидов калия и кальция; для оловянно-свинцовых припоев с температурой
плавления до 400° С — флюсы на основе хлористого цинка или спирто-кани-
фольные с добавкой ортофосфорной кислоты.
При пайке алюминиевых сплавов припоями с температурой плавления 375—
620° С применяют флюс 34А; пайку цинково-кадмиевым (50/50%) и цинково-
оловянным (20/80%) припоями производят без флюса, используя ультразвуко-
вой или абразивный метод пайки.
Для пайки магниевых сплавов рекомендуется флюс № 6 на основе плавлено-
го карналлита (88 ± 2%) с добавлением фтористого натрия (8±1%) и окиси
алюминия (4±1%).
Источники нагрева для пайки. Нагрев деталей при ремонте пайкой произ-
водят ацетилено-кислородной горелкой с многосопловым наконечником, паяль-
ной лампой, бензино-воздушной или керосино-воздушной горелкой. При пайке
легкоплавкими припоями применяют электронагрев от обмоток сопротивления.
Нанесение припоя. Подачу припоя осуществляют различными способами.
Тугоплавкие припои применяют в виде прутков. Когда пайка прутками невоз-
можна, припой наносят на детали в виде колец, шайб, лент или пасты. Иногда
применяют электролитический способ нанесения припоя на деталь.
Качество швов. Швы должны быть чистыми и ровными, без свищей, внеш-
ней пористости, раковин, посторонних включений и непропаев. После пайки мо-
жет применяться гидравлическое испытание или рентгеновское просвечивание
для определения герметичности и обнаружения внутренних скрытых дефектов.
Подпайка дефектных мест. Дефектные места разрешается паять 2 — 3 раза.
При использовании для ремонта легкоплавких припоев количество перепаев не
ограничивается.
§ 5. МЕХАНИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА И ХАРАКТЕРИСТИКИ МАТЕРИАЛОВ
Физико-механические свойства авиационных материалов и их характеристики
приведены в табл. 8.14 — 8.19.
329
Таблица 8.14
Механические свойства и применение коррозионностойких, жаростойких
и жаропрочных сплавов (ГОСТ 5632—61)
Марка сплава и термообработка Механические свойства 1 - ' 1 Применение
’в" кГ/мм2 а0,2, кГ/мм2 i ’0,2/100" к Г /мм2 6, %
Коррозионностойкие (нержавеющие) стали
2X13 (ЭЖ2) Закалка с 1050° С на воз- духе или в масле и отпуск при 600 —700° С, НВ 241 — — 341 85 10 Втулки гладкие и вин- товые, винты, болты и шестерни авиационных приборов
4X13 (ЭЖ4) Закалка с 1050° С и от- пуск до HRC 50 170 142 — 9 Детали высокой твер- дости, работающие на износ
1Х17Н2 (ЭИ268) Закалка с 1030° С в масле и отпуск при 275 — 350° С, НВ 321—375 120 90 — 8 Болты, винты и шпиль- ки высокой прочности
Х18Н9Т (ЭЯ1Т) Закалка с 1050° С на воз- духе 62 28 — — Детали выхлопных си- стем двигателей. Сварные и штампованные детали, сильфоны, оси роторов и корпусы
Х15Н9Ю (ЭИ904) Нормализация с 975° С, обработка холодом при —70° С 130 105 — 10 Свариваемые детали сложной формы
22—11—2,5 Нормализация с 1100° С, НВ 156—300 50 — — — Детали РД
Жаростойкие и жаропрочные стали и сплавы
4Х15Н7Ф2МС (ЭИ388) Закалка с 1190° С в воде и старение при 800° С в те- чение 8 ч до НВ 255—341 90 62 Малонагруженные ло- патки и диски газовых турбин. Крепежные де- тали, болты, винты, шпильки, фланцы, крыш- ки
Х23Н18 (ЭИ417) Закалка с 1180° С в воде 58 30 — — Камеры сгорания и трубы, работающие при температуре 900° С
330
Продолжение
Марка сплава и термообработка / Механические свойства Применение
ав’ кГ/ммг zWlrlJH 'Z‘0D О О м Г * о5 « о4» «О
ХН77ТЮ (ЭИ437А) Закалка с 1080° С на воз- духе, старение при 700° С в течение 8 ч 100 62 — — Рабочие лопатки газо- вых турбин
13Х14НВФРА (ЭИ736) Закалка с 1050° С в мас- ле, отпуск при 550° С до НВ 420 120 100 28 12 Валы турбины и высо- конагруженные детали компрессора: диски, ва- лы и другие детали, ра- ботающие при температу- ре до 500° С
ЖС6-КП Закалка с 1220° С на воз- духе 125 90 — 5 Рабочие и соплорые ло- патки газовых турбин и турбостартеров, работаю- щих при температуре до 800—1000° С
Примечание. Коррозионностойкими (нержавеющими) сталями (сплавами) назы-
ваются материалы, обладающие стойкостью против электрохимической коррозии (атмос-
ферной, почвенной, щелочной, кислотной, солевой, морской и др.);
жаростойкими (окалиностойкими) — стали (сплавы), которые обладают стойкостью
против химического разрушения поверхности в газовых средах при температурах свыше
550° С и работают в ненагруженном или слабоиагруженном состоянии;
жаропрочными — такие стали (сплавы), которые работают в нагруженном состоянии
при высоких температурах в течение определенного времени и обладают при этом доста-
точной окалиностойкостью.
Таблица 8.15
Механические свойства и применение титановых сплавов
Механические свойства сч о- -
Марка сплава и вид 1—> >* СК Н 2J та г.
а? 3 О-я Применение
"X* гД ё 3
ИЦ гС П L, щ go
О * ь « О У е» у «о И ко
ВТ4 по 15 —70
Листы 90 75 37 22 20
АМТУ 368-62 59 42 37 >55 26 300 Сварные конструк-
54 40 26 49 12 400 ции и штампованные силовые детали лета-
ВТ5 Прутки Поковки 133 94 80 43 129 90 70 38 42 50 5 13 15 16 — 196 —70 20 300 тельных аппаратов, работающие при тем- пературах, ле превы- шающих 400° С
35 30 46 12 400
331
Продолжение
Марка сплава и вид заготовки Механические свойства Температура испытания, «с Применение
ав> кГ/мм* <*0,2, кГ [мм* а0,2/100- кГ/мм* о « б, %
ОТ4-2 107 —70
Прутки 100 90 9 20
Поковки 77 70 48 76 7 400
Штамповки АМТУ 368 — 64 66 55 13 31 7 ’ 500
АТЗ 140 3 — 196
Листы ИЗ 70 9 —70
Прутки 75 47 20 20
55 40 >30 40 24 300
50 24 400
АТ 4 140 3 —196
Листы —70
Прутки 90 85 15 20
68 60 17 300
60 55 30 60 20 400
ВТ14 130—150 120—135 3 —70 Болты и другие резь-
Листы толщиной 115-140 108—130 8 20 бовые детали
1 —5 мм 80—90 70 35 68 5 400
70-76 55 50 5 500
ВТ 15 155 4 —70
Листы толщиной 140 130 >53 >95 4 20 Заменитель стали
1—5 мм 125 115 74 4 300 ЗОХГСА
115 107 35 4 400
105 70 500
ВТ16 140 5 —70 Крепежные детали
Листы толщиной 135 115 5 20 (болты) взамен
1—5 мм 95 85 5 300 ЗОХГСА. Детали, ра-
92 80 70 90 5 400 ботающие на срез и в
78 54 27 67 7 500 сварных конструкциях
Жаропрочные сплавы
ВТЗ-1 100 95 12 20 Детали летательных
Листы 91 75 - 11 200 аппаратов и двигате-
Поковки 84 66 9 300 лей, работающие при
Штамповки 76 63 30 65 8 400 температурах, не пре-
70 56 5 36 10 500 вышающих 500° С
53 25 18 600
332
Продолжение
Марка сплава и вид заготовки Механические свойства Температура испытания. °C Применение
д мЦ Л а0,2/100- кГ /ммг 5- 2ц ь *
ВТ8 125 7 —70 Заменители стали
Листы 107 92 10 20 для изготовления ос-
Поковки 86 71 10 200 новных деталей сило-
Штамповки 83 69 9 300 вого набора: банда-
77 63 8 400 жи, тяги, шпангоуты,
73 57 37 75 8 500 крепежные детали
60 40 12 45 9 600 (болты, шпильки). Де-
ВТ9 140 5 —70 тали компрессора РД—диски, лопатки;
Листы 115 103 6 20 детали винтов верто-
Поковки 95 200 лета
Штамповки 92 74 9 300
85 72 8 400
80 66 28 65 8 500
72 55 >12 23 9 600
Таблица 8.16
Механические свойства и применение авиационных чугунов_
Марка чугуна и состояние Механические свойства Применение
° В’ кГ/мм2 °0,2, к Г/мм2 НВ, кГ/мм2 в, %
МН высокопрочный магниевый. Отожженный 50 37 170—320 2 Фрикционные диски, антифрикционные втул- ки, уплотнительные коль- ца. Детали РД
ЧМ 1,3 антифрикцион- ный ковкий. Отожженный на перлит 45 39 187-262 1,2 Трущиеся и опорные части: втулки, подпят- ники ноги шасси, ци- линдры, опоры и др.
ЧМ 1,8 антифрикцион- ный серый. Отожженный 33 30 247 0,2 Втулки и буксы ног шасси, шестерни, вкла- дыши и др.
ЧМНХ фрикционный термостойкий. Отожжен- ный 25 20 170—255 0,5 Биметаллические тор- мозные барабаны авиа- ционных колес всех ти- пов
ЧЯ жаростойкий. Без отжига 18 14 170—320 2 Направляющие втулки клапанов, поршни и втул- ки приборов и цилиндров насосов
ХНВ легированный се- рый. Состаренный •^28; 22 241 — Поршневые и масло- сборочные кольца
ПЧИ перлитный серый. Состаренный 28 22 268 — Поршневые кольца многоступенчатых ком- прессоров авиадвигате- лей
333
Т а б л и ц a 8.17
Механические свойства и применение алюминиевых сплавов
Название и марка сплава Марка и термооб- работка Механические свойства Применение
кГ/мм2 кГ /мм* НВ, к Г/мм2 6. %
Деформируемые (ГОСТ 4784 — 49)
Дюралюминий Д1 » Д16 Сплав В95 » В96 Д1А-Т Д16А-Т В95-Т1 В96-Т1 38-42 47 60 68 22—24 33 55 64 100 105 150 190 18 7,1 Силовые элементы кон- струкции ЛА. Детали каркаса, узлы крепления, лонжероны, нервюры и др. Д1 используется так- же для заклепок
Сплав АД АД-М —— — — Коррозионностойкие
> АД1 АД-1Н детали, обладающие пла- стичностью и сваривае- мостью
АК6 Т1 42 30 105 13 Штампованные и ко-
АК6-1 Т1 41 32 100 10 ваные детали сложной
АК8 Т1 48 38 135 10 формы; картеры РД, ры-
Сплав В95-1 J1 55 50 140 10 чаги, качалки, кронштей- ны, колеса компрессоров, заборники и Др.
Магналий АМгб н 32 25 _ ... 10 Детали сложной фор-
Авиаль АВ АВТ1 33 28 95 16 мы, изготовленные штам-
Сплав В65 Т1 40 тср = = 26 20 ловкой, и свариваемые направляющие лопатки компрессоров, лопасти вертолетов
Сплав В94 Т1 40 тср = = 32 — — Детали, обладающие коррозионной -стойкостью под напряжением, за- клепки авиаконструкций
Литейные (ГОСТ 2685- -53)
Силумин АЛ2 Т5 16 12 55 2 Детали сложной фор-
» АЛ4 Тб 26 20 77 4 мы; барабаны, корпусы
» АЛ9 Тб 20 11 60 4 тормозов колес, рычаги, корпусы и крышки гиро- моторов и приборов, ра- мы карданных подвесов
334
Продолжений
Название и марка сплава Марка и термооб- работка Механические свойства Применение
°В’ к Г /мм2 к Г /мм2 НВ, кГ/мм2 6, %
Сплав АЛ7 Т6 25 5 Детали сложной фор-
Альтмаг АЛ8 — 30 17 70 12 мы нагруженных узлов,
Сплав ВИ11-3 25 15 100 3 вилки ног шасси, корпу- сы агрегатов, картеры редукторов, детали при- боров
Примечание. Термическая обработка алюминиевых сплавов имеет следующие
обозначения:
Для дюралюминия и других деформируемых сплавов: М (мягкий) — отожженный;
Т (термически обработанный)—после закалки и естественного старения; Т1—после за-
калки и искусственного старения; Н — нагартованный; TH (термообработанный, нагарто-
ванный) — нагартованный после закалки и естественного старения, например Д16ТН.
Для литейных алюминиевых сплавов: режим Т1 (старение) несколько повышает ме-
ханические свойства сплава, применяется для деталей, несущих средние нагрузки; режим
Т2 (отжиг) применяется для стабилизации размеров деталей; режим Т4 (закалка) сущест-
венно увеличивает прочность и пластичность, применяется для нагруженных деталей,
испытывающих ударные нагрузки; режим Т5 (закалка и частичное старение) вызывает
дополнительное упрочнение сплава по сравнению с обработкой Т4 за счет снижения пла-
стичности, применяется для деталей, несущих высокие статические нагрузки и испыты-
вающих ударные воздействия; режим Тб (закалка и полное старение) вызывает наиболь-
шее увеличение прочности сплава вследствие существенного снижения пластичности,
применяется для деталей, несущих высокие статические нагрузки и ие испытывающих
ударных нагрузок; режим Т7 (закалка и стабилизирующий отпуск) применяется для пре-
дупреждения понижения механических свойств сплава и изменения размеров деталей
в случае работы при повышенных температурах.
Т а б л и ц а 8.18
Механические свойства и применение бронз и латуней
Марка сплава Механические свойства Применение
°в’ к.Г/мм2 ат’ кГ/мм2 НВ, кГ/мм2 б, %
БрОФЮ-1 20—35 30 80-120 3—10 Червячные колеса (вен- цы), работающие при высо- ких скоростях
БрОЦС6-6-3 БрОЦС5-5-5 БрОЦС4-4-17 15—20 15—20 15—20 8—10 8—10 8—10 60—75 60 50—60 8—12 8—12 7,5— 13 Подшипники скольжения, работающие при повышен- ных скоростях и недоста- точной смазке; гайки ходо- вых винтов, червячные ко- леса
БрОСШ 0-3-2 25 — — 12 Детали, работающие на истирание, испытывающие ударные нагрузки и высокие температуры
БрСЗО 6—8 — 25—35 4—9 Заменитель баббита
БрАЖ9-4 БрАЖЮ-4-4 40—50 60—65 20 120 170 15 15 Подшипники скольжения, работающие при ударных на- грузках, фрикционные дис- ки, червячные колеса
335
Продолжение
Марка сплава Механические свойства Применение
кГ/мм2 ат, кГ/мм2 НВ, кГ/млр б, %
БрАЖМцЮ-З-1,5 50 — 120 12 Шестерни, втулки, гайки, сепараторы
ЛКС80-3-3 30—40 14 90—100 15 Подшипники, втулки и другие антифрикционные де- тали
ЛЖМц59-1-1 65—70 — 160 7 Детали, работающие в ус- ловиях трения и при значи- тельных напряжениях изгиба
ЛС59-1Т ЛС59-1 62 42 42 14 149 75 5 42 Шестерни, регулировоч- ные прокладки, втулки, стой- ки, болты, винты, гайки, футуры, роторы гироскопов
Л62 Л68 68 67 48 46 140 130 3 Резьбовые и пружинные кольца для крепления сте- кол, шайбы, винты, болты, трубчатые пружины, заклеп- ки
Примечание. В обозначении бронз (Бр) основные компоненты, кроме меди,
обозначаются буквами: А — алюминий; Ж — железо; К — кремний; Мц— марганец; Н — ни-
кель; О — олово; С —свинец; Ц— цинк; X — хром.
Цифрами после букв указывается среднее процентное содержание соответствующих
компонентов.
В обозначении латуни (Л) основные компоненты обозначаются буквами, как и в брон-
зах. Цифрами указывается содержание меди в % и среднее содержание соответствующих
компонентов в %. Например, ЛК.С80-3-3— латунь кремнистая, содержащая 80% меди,
3% кремния и 3% свинца.
Таблица 8.19
Механические свойства и характеристики материалов
Параметры Определение
Упругость Упругостью называется способность материала восста- навливать свою форму под действием внутренних сил при прекращении действия внешней силы, изменившей форму тела
Жесткость Жесткостью называется способность материала сопро- тивляться упругой деформации
Предел пропор- циональности апц Пределом пропорциональности сгПц называется то наи- большее напряжение, до которого деформации в металле растут пропорционально приложенным нагрузкам: рп (Гдц == ~р &F где Рп — нагрузка при пределе пропорциональности, кГ; Fo—первоначальная площадь поперечного сечения об- разца в мм2
336
Продолжение
Параметры Определение
Предел упруго- сти Оу Пределом упругости оу называется напряжение, при ко- тором впервые получаются остаточные удлинения обуслов- ленной величины (обычно 0,002% расчетной длины образ- ца): п -Ъ- Fo’ где Ру—нагрузка, соответствующая пределу упругости, кГ. У большинства пластичных металлов и сплавов величи- на предела упругости близка к величине предела пропор- циональности
Предел текуче- сти (физический) Пределом текучести (физическим) от называется напря- жение, при котором, несмотря на деформацию, нагрузка или не изменяется, или изменяется незначительно: Рс г , 2 от = -р- кГ где Рс—нагрузка, соответствующая пределу текучести, кГ
Предел текуче- сти, (условный) СТ0,2 Пределом текучести (условным) а0,2 называется напря- жение, при котором остаточное удлинение образца полу- чается равным 0,2% его первоначальной длины без увели- чения приложенного усилия: Р(),2 СГ0 » = kPimm2, Го где Ро,2 — нагрузка, соответствующая условному пределу текучести, кГ. Предел текучести указывает на потерю материалом уп- ругих свойств
Предел прочно- сти ов Пределом прочности ов называется условное напряжение, отвечающее максимальной нагрузке, предшествующей раз- рушению образца: Рмакс _, „ ов — р кГ 1м.\г, г 0 где РМакс—максимальная нагрузка, приложенная к образ- цу за время испытания, кГ. Предел прочности различных металлов различен. Так, например, чугун имеет предел прочности 20 — 25 кГ/мм2, малоуглеродистая сталь — 30—50 кГ/мм2, а специальные стали—60—200 кГ/мм2
Предел длитель- ной прочности (Например, о100, ^200» ^300 И Т* Д') Пределом длительной прочности называется напряжение, которое вызывает разрушение образца при данной темпе- ратуре через определенный отрезок времени. Для обозначения предела длительной прочности поль- зуются следующей записью: о100 = 15 кПмм2. Это обозна- чает, что при данной температуре, например 700Q С, на- пряжение, равное 15 кПмм2, вызывает разрушение спла- ва за 100 ч.
337
Продолжение
Параметры
Определение
Чем больше продолжительность и температура испыта-
ния, тем меньше значение предела длительной прочности
для того же материала. Очевидно, что при данной темпе-
ратуре металл может прослужить больший срок при мень-
шем напряжении
Предел ползуче-
сти (например,
V 1/100’ ст0, 1/200,
°о, i/зоо и т- д-)
Пределом ползучести называется напряжение, которое вы-
зывает за определенный промежуток времени при данной
температуре заданное суммарное удлинение или заданную
скорость деформации.
Предел ползучести обозначают знаком напряжения с
двумя индексами. Например, о011/100 = 25 кГ1мм2 обозна-
чает, что при данной температуре, например 700° С, на-
пряжение, равное 25 кГ/мм2, за 100 ч испытаний вызыва-
ет удлинение образца на 0,1%.
Для различных деталей величина допуска на деформа-
цию колеблется в пределах от 0,1 до 1%, а длительность
испытания—от 100 до 500 ч.
Значение предела ползучести для того же материала за-
висит от продолжительности и температуры испытания и
от допуска на деформацию
Относительное удлинение 6, % Относительным удлинением 6 называют приращение еди- ницы длины образца, выраженное в процентах. На образец наносят керны и измеряют расстояние меж- ду ними до испытания и после разрушения. Относительное удлинение определяется по формуле 6 = ^=^ = ^-ioo%, *0 40 где l0 = 11,3]^FO —длина образца до разрыва, мм; Zx—длина образца после разрыва, мм; Zx—Zo = AZ — абсолютное удлинение образца, мм. Для укороченного образца с l0 = 5d относительное удли- нение обозначают 65, а для нормального 610. Относитель- ное удлинение составляет: для чугуна 1%; для специаль- ной стали 10—12%; для малоуглеродистой стали 16—20%; для отожженной меди 40—50%. Относительное удлинение и сужение характеризуют при- годность металла к обработке давлением и способность его противостоять действию ударных нагрузок (изменяют фор- му, но не разрушаются)
Относительное сужение ф, % Относительным сужением ф называется отношение абсо- лютного сужения к площади первоначального сечения об- разца, выраженное в процентах ф = -^^- = ^ 100%, v Fo Fo где Fq—площадь поперечного сечения образца до испыта- ния, мм2; F1— площадь поперечного сечения образца после раз- рыва (в наиболее узком месте шейки), мм2
338
Продолжение
Параметры Определение
Удельная (удар- ная) вязкость ан Удельная (ударная) вязкость ян-—работа, затраченная на излом образца, отнесенная к единице площади поперечно- го сечения образца в месте излома Л „ Дн = ~б~ кГм/см2, г О где А—работа, затраченная на излом образца, кГм\ Fo—площадь поперечного сечения образца в месте над- реза, см2. Испытанию на удар подвергаются сплавы, предназначен- ные для изготовления валов авиадвигателей, шатунов, стоек ног шасси, полуосей и др. Образец площадью сечения Fo устанавливают на копер и разрушают ударом маятника. Ударная вязкость зависит от резких переходов в сече- нии— надрезов, выточек, вырезок и других концентраторов напряжений; от состояния поверхности образца—риски, царапины, следы механической обработки и др.; от формы и размеров образца и величины запаса работы копра. Пе- реход от образцов сечением 10X10 мм к образцам ЗОх ХЗО мм повышает ударную вязкость в 2—3 раза
Модуль упруго- сти (жесткость ма- териала) Е Модуль упругости Е—отношение напряжения о к упру- гой деформации буп: Е = g— 100 кГ/мм2. Различные материалы имеют следующие значения моду- ля упругости Е-10-6, кГ!см2-. алюминиевый сплав литей- ный— 0,67—0,71; дюралюминий катаный — 0,71; легирован- ная сталь—2,1; углеродистая сталь — 2,0 — 2,1; фанера авиационная—0,015—0,12
Предел прочно- сти при растяже- нии (временное со- противление раз- рыву) ов Предел прочности при растяжении (временное сопротив- ление разрыву) ов—условное напряжение, получаемое де- лением максимальной нагрузки Рмакс на площадь попереч- ного сечения: ^макс „, , ав — кГ/мм* •Г О
Предел прочно- сти при сжатии ас Предел прочности при сжатии ос — напряжение при сжа- тии, соответствующее максимальной нагрузке перед разру- шением образца Ос=^- кГ/мм2. Образец с площадью сечения Fo устанавливают между опорными подушками машины и определяют разрушающую максимальную нагрузку /’макс
339
Продолжение
Параметры Определение
Предел прочно- сти хрупких мате- риалов при стати- ческом изгибе сти Предел прочности хрупких материалов при статичес- ком изгибе аи—максимальное напряжение при изломе об- разца с прямоугольным сечением (шириной b и высотой h) или с круглым сечением (диаметром d) изгибающим моментом М. Определяется из выражения 6Л4 32Л4 °И = 1у1г2 I или аИ = кГ/мм?. При изгибе образца, лежащего на опорах с расстояни- ем между ними 1, справедлива формула ЗР1 8Р1 — 2Ыг- ’ или Сти — nd3 /мм
Предел выносли- вости а_1 Пределом выносливости О-i при заданной температуре называется наибольшее напряжение, при котором образен выдерживает без разрушения заданное число циклов. При определении предела выносливости при высоких температурах в качестве базы принимают 5- 10е; 10-10е; 50-10е и 100-10е циклов. Конструкции, подверженные повторным статическим нагрузкам, соответствующим эксплуатационным (т. е. не вызывающим остаточных деформаций и не превышающим по величине предела выносливости), разрушаются через несколько циклов. Причем число циклов тем меньше, чем больше отношение сг/сгв, где о—напряжение при повтор- ной нагрузке; ств—предел прочности материала. Часто тер- мин «выносливость» заменяют термином «усталость» раз- рушения деталей от многократного повторно-переменного нагружения
Циклическая вязкость (внутри- кристаллическое трение) При повторно-переменном нагружении часть механичес- кой энергии аккумулируется металлом и переходит в теп- ловую энергию. Циклической вязкостью или виутрикри- сталлическим трением называется способность металлов и сплавов поглощать при повторно-переменных нагрузках часть механической энергии, которая превращается в теп- ло. Металлы и сплавы с высокой циклической вязкостью быстро.гасят вибрации, являющиеся причиной преждевре- менного разрушения. Так, например, чугун — относительно малопрочный материал, но благодаря высокой циклической вязкости в ряде случаев является более ценным конструк- ционным материалом, чем углеродистая сталь, обладающая меньшей циклической вязкостью. Циклическая вязкость стали с повышением ее статической прочности умень- шается
340
Продолжение
Параметры
Определение
Твердость Твердостью называется способность металла сопротив- ляться вдавливанию в его поверхность другого более твер- дого тела. Твердость имеет большое практическое значение. Она определяет многие рабочие свойства материала, например сопротивляемость истиранию, режущие свойства, способ- ность обрабатываться шлифованием или резанием, выдер- живать местные давления и т. д. Кроме того, по твердо- сти можно судить и о пределе прочности
Твердость Бринеллю НВ ПО Твердость по Бринеллю НВ—отношение нагрузки, вдав- ливающей стальной шарик в испытуемый металл или сплав, к площади поверхности сферической лунки в ме- талле (сплаве): Р Р 2Р НВ- т? — „ г— 7а кГ/мм?, F л uh nuifjyz. rfp где О—-диаметр шарика (10; 5, 2,5 мм); d—измеренный диаметр отпечатка, мм; h— глубина отпечатка, мм. При нагрузках, равных численно 30D2, 10D2 и 2,5О2 (D в мм), твердость определяется по таблицам без вычис- лений. Данный метод рекомендуется при НВ не выше 450 кГ/мм2. Между твердостью по Бринеллю и пределом прочности при растяжении для различных материалов имеются зави- симости, установленные опытным путем: для углеродистой стали ств = 0.36НВ; для стали хромансиль ств = 0.35НВ; для хромистой и хромоникелевой стали ств = 0.34НВ; для хромомолибденовой стали с>п = О.ЗЗНВ; для дюралюминия стп = 0,37НВ; для латуни ств = 0,53НВ; для чистой меди ств — 0,48НВ; для чистого никеля <тв —- 0.57НВ. Средние значения твердости некоторых металлов и спла- вов таковы: для алюминия НВ = 20 кГ/мм2; для железа НВ = 80 кГ/мм2; для отожженной среднеуглеродистой стали НВ = 1804- 4-200 к.Г[мм2. Приведенная выше зависимость НВ от ав дает возмож- ность в отдельных случаях заменять длительное и дорого- стоящее испытание на растяжение более простой и деше- вой проверкой твердости с последующим вычислением при- ближенного значения по одной из эмпирических формул
Твердость Виккерсу HV по Твердость по Виккерсу HV—отношение нагрузки на стандартную пирамиду при вдавливании ее вершиной в испытуемый материал к площади поверхности пирамидаль- ного отпечатка: Р Р HV = -у = 1,8544 у кГ/мм2,
341
Продолжение
Параметры Определение 1М
где D—диагональ отпечатка, мм. Я Метод Виккерса удобен при измерении твердости поверх- Я ностно-упрочненных деталей,имеющих сложную конфигура- Я| цию, например, азотированных и цианированных зубьев Я шестерен и т. п. Я Число твердости HV до 400 ед. совпадает с числами Я твердости НВ. При твердости более 400 ед. числа твердо- сти по Виккерсу превышают числа твердости по Бринеллю и тем больше, чем больше твердость :'Ж
Твердость по Роквеллу HR Твердость по Роквеллу HR — условная характеристика, Я значение которой непосредственно отсчитывается по шкале твердомера. В зависимости от условий определения, кото- Я рые регламентированы ГОСТ 9013—68, различают три Я значения HR: HRA — для очень твердых материалов (шка- ’’Я ла A); HRB—для мягкой стали (шкала В); HRC—для за- Я каленной стали (шкала С). Я Измерение твердости по HR имеет следующие преиму- Я щества по сравнению с НВ: Я 1) требуется меньше времени (30—60 сек); Я 2) измерение твердости оставляет меньший отпечаток Я на поверхности детали; Я 3) имеется возможность определения твердости срав- Я нительно тонких образцов (до 0,8 мм). Я Кроме того, метод Роквелла позволяет проводить испы- Я тания поверхностно-упрочненных: цементированных, циа- 'зИ нированных и азотированных деталей, при этом нагрузка Я на алмазный конус снижается до 15 кГ Д , Я
Микротвердость Микротвердость определяется отношением взятой на- Я грузки Р к площади поверхности отпечатка F, т. е. "Я Р ’ ' 1 Н = —р- кГ/мм*. а Определение микротвердости основано на вдавливании под нагрузкой от 2 до 200 Г алмазной четырехгранной пи- _ рамиды и последующем измерении отпечатка с помощью микроскопа при увеличении в 485 раз. ' мн Этим способом измеряют твердость отдельных структур- яИ ных составляющих сплавов (зерен твердого раствора, кар-ЯИ бидов, нитридов, металлических соединений й т. п.) илиЗИ очень тонких слоев наклепанного или поверхностно-упроч-яИ ценного материала и др.
342
Продолжение
Параметры
Термическая
усталость.
Термическая
стойкость
Определение
Многие детали ГТД, подвергающиеся в процессе экс-
плуатации многократным нагревам и охлаждениям, с тече-
нием времени деформируются и даже разрушаются. Это
явление было названо термической усталостью, а сопро-
тивляемость материала термической усталости—термиче-
ской стойкостью.
Поведение детали при термической усталости зависит от
свойств материала термического коэффициента линейного
расширения а, коэффициента теплопроводности X, модуля
нормальной упругости Е, предела текучести ст0,2, относи-
тельного удлинения б, поперечного сужения ф, а также
от формы и размеров деталей, характера их нагрева и
нагревающей среды.
Количественно термическая усталость оценивается чис-
лом теплосмен при заданном температурном перепаде и
уровне температуры. Обычно испытания доводят до пол-
ного разрушения или до образования трещин определенно-
го размера
РАЗДЕЛ ДЕВЯТЫЙ
Механизация и автоматизация
обслуживания авиационной техники
§ 1. МЕХАНИЗАЦИЯ ЗАПРАВКИ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ ТОПЛИВОМ
И МАСЛОМ
1. Общие сведения о топливозаправщиках
От правильной заправки самолетов топливом и маслом в значительной степе-
ни зависят регулярность и безопасность полетов. При заправке самолетов за
короткий промежуток времени заполняются топливные баки, емкость которых
достигает десятков кубических метров, с соблюдением строгих мер контроля
и предосторожности против нарушения кондиции топлива. Для этого применяет-
ся топливозаправочное оборудование большой производительности с тонкой
фильтрацией топлива и отделением от него воды и других примесей.
Классификация. По подвижности оборудование заправки самолетов топли-
вом делится на стационарное, полустационарное и подвижное.
К стационарному топливозаправочному оборудованию относятся
системы централизованной заправки самолетов топливом, кполустацио-
парному — упрощенные системы централизованной заправки самолетов
топливом, к подвижному — топливозаправщики различных типов и их
агрегаты для заправки топливом (табл. 9.1).
Топливозаправщики делятся на топливозаправщики малой (до 5 .и8), сред-
ней (6—12 .и3), большой (13—25 м3) и особо большой (свыше 25 .и3) емкости.
Назначение топливозаправщиков. По назначению топливозаправщики пред-
назначаются для заправки основным топливом и для заправки пусковым топли-
вом. Кроме того, они бывают одноцелевые, приспособленные к заправке одновре-
менно только одним топливом, и многоцелевые (или универсальные), приспособ-
ленные к одновременной заправке топливами нескольких сортов.
По транспортным средствам топливозаправщики подразделяются на автомо-
бильные, прицепные, комбинированные, смонтированные на автомобиле и прице-
пе или полуприцепе. Имеются также самоходные топливозаправщики.
Основным топливозаправочным оборудованием в аэропортах обычно счи-
тают стационарные системы централизованной заправки и подвижные топливо-
заправщики.
2. Топливозаправщики малой и средней емкости
Топливозаправщики малой и средней емкости монтируют на шасси грузовых
автомобилей и их основным оборудованием являются: цистерна, насос с приводом
от двигателя автомобиля, расходомер, система фильтров, трубопроводы, армату-
ра, приемный рукав, один или два раздаточных рукава с наконечниками для за-
крытой заправки или с раздаточными пистолетами Для открытой заправки, конт-
рольные приборы и средства управления. Кабину управления располагают за
цистерной или между кабиной водителя и цистерной.
Наполнение цистерны. При наполнении цистерны из посторонней емкости
топливо засасывается иасосом через приемный рукав, вспомогательный фильтр
344
Таблица 9.1
Технико-эксплуатационные показатели топливозаправщиков__
Наименование ТЗ-150 ТЗ-200 ТЗ-151П ТЗ-16
Тип Автомобиль- ный малой емкости Автомобиль- ный средней емкости Комбиниро- ванный средней емкости Полупри- цепной большой емкости
Шасси автомобиля ЗИЛ-164 МАЗ-200 ЗИЛ-151 и двухосный прицеп 15890 ЯАЗ-210Д и полупри- цеп МАЗ- 5204 33 370
Вес с нагрузкой, кГ 8500 13725 15890 33370
Габаритные размеры, мм: длина ширина высота 6900 2330 2320 7700 2650 2700. 11880 2230 2580 14450 2625 2850
Емкость цистерны (номи- нальная), 4,0 7,8 8,0 16,0
Насос: марка число оборотов в минуту производительность, л/мин напор, м высота всасывания, м СВН-80 1450 500 29 5,0 СЦЛ-40-24а 1450 600 50 5,5 СВН-80 1450 500 29 5,0 СЦЛ-20-24а 1450 600 50 5,0
Мощность, потребляемая насосом, кет. 6,5 12 6,5 12
Производительность раз- даточной системы, л!мин: через один рукав » два рукава 250 300 300 500 300 500 500 850
и задвижку, и подается по нагнетательной магистрали через задвижку и ограни-
читель наполнения в цистерну. Когда цистерна наполнится, всплывут поплавки
указателя уровня и ограничителя наполнения, который автоматически перекроет
доступ топлива в цистерну.
Кроме того, цистерну можно наполнить при помощи посторонней насосной
установки через приемный рукав и задвижку. При наполнении цистерны топли-
во фильтруется.
Заправка самолетов. При заправке самолетов топливо засасывается из цис-
терны заправщика через водоотделитель и задвижку и подается в баки самолета
через фильтр тонкой очистки, расходомер, раздаточный рукав и пистолет (или на-
конечник). Если в топливо попадает значительное количество воды, то поплавок
водоотделителя всплывает, перекрывает всасывающий трубопровод и автомати-
чески прекратится заправка самолета.
На рис. 9.1 показана гидросхема автомобильного топливозаправщика сред-
ней емкости.
345
7
Рис. 9.1. Гидросхема автомобильного топливозаправщика средней емкости:
1 — цистерна; 2 — ограничитель наполнения; 3 — указатель уровня; 4—6, 10, 12, 14, 18 и 20 —
задвижки; 7 — раздаточный пистолет; 8— наконечник для закрытой заправки; 9 — раздаточ-
ные рукава; 11 — расходомер; 13 — фильтр тонкой очнсткн; 15 — вентиль; 16 — щиток при-
боров; 17 — насос; 19 — предохранительно-перепускной клапан; 21 — коробка отбора мощ-
ности; 22 — датчик; 23 — фильтр грубой очистки; 24 — емкость; 25 — приемный рукав; 26 —
поплавок водоотделителя
3. Топливозаправщики большой и особо большой емкости
Топливозаправщики большой и особо большой емкости изготовляют в виде
специальных полуприцепов с расположением кабины агрегатов и управления на
полуприцепе за цистерной или на тягаче за кабиной водителя.
Иногда эти топливозаправщики выполняют в виде автопоезда с расположе-
нием цистерны на прицепе, а оборудование и средства управления — на тягаче.
В топливозаправщиках для приводов насосов используют автономный кар-
бюраторный двигатель или дизель, который устанавливают вместе с насосами
в кабине управления и агрегатов.
Гидросхема топливозаправщика зависит от числа цистерн, входящих в его
конструкцию, или числа герметично разделенных секций цистерны, от числа на-
сосов и других факторов.
При наличии двух цистерн или двух секций цистерны устанавливают два
насоса, но иногда и при одной цистерне применяют два легких насоса меньшей
производительности взамен одного высокопроизводительного насоса большого
веса.
4. Противопожарное оборудование топливозаправщиков
В результате образования статического электричества при перекачивании
топлива и возможности перехода статического электрического разряда с самоле-
та на топливозаправщик и наоборот может возникнуть опасность взрыва паров
топлива или пожара.
Предупреждение пожара. Для предупреждения пожара выпускную трубу
и глушитель выводят под передний буфер автомобиля в левую сторону, уста-
навливают противовзрывную осветительную арматуру и противовзрывные сетки
в заливной горловине цистерны, а также принимают меры для отвода статическо-
346
го электричества от Топливозаправщика и самолета в землю через заземляющие
тросы со штырями или выравнивают электрические потенциалы самолета и топ-
ливозаправщика, если нельзя отвести заряды.
Отвод статического электричества. Для отвода статического электричества
и выравнивания потенциалов все рукава топливозаправщиков имеют провода
в виде медной жилы (или стальной спирали), которые соединены с наконечником
или пистолетом и цистерной; к цистерне присоединен трос заземления. Штырь
троса заглубляют в землю при перекачивании топлива в самолет или на складе.
Заземление пистолета. Раздаточный наконечник или пистолет перед соеди-
нением с системой заправки самолета вводят в контакт с самолетом вдали от за-
ливной горловины при помощи контактного штыря и троса, постоянно закреп-
ленного на наконечнике, вследствие чего потенциалы самолета и топливозаправ-
щика выравниваются. От рамы или цистерны к полотну дороги свешивается цепь
постоянного заземления, которая отводит статическое электричество во время
движения топливозаправщика.
Тушение пожара. Для тушения пожара применяют переносные огнетушители.
На топливозаправщиках большой емкости с автономным двигателем устанавли-
вают неподвижно закрепленные огнетушители с подводом огнегасительных ма-
териалов по трубам к пожароопасным местам. Эти огнетушители приводятся
в действие при помощи рукояток, расположенных в доступных местах.
5. Фильтрующие системы топливозаправщиков
Очистка от воды. В топливозаправщиках воду отделяют отстаиванием и сли-
вом отстоя через отстойник цистерны, если вода находится в топливе в виде
капель, или с помощью сепараторов, если вода в топливе находится в состоянии
устойчивой эмульсии. Сепараторы встраивают в фильтры или изготовляют в виде
отдельных узлов.
После наполнения цистерны топливом ему дают отстояться в течение 10—
15 мин, затем сливают контрольный отстой и тщательно его проверяют.
Очистка от механических примесей на топливозаправщиках осуществляется
при помощи фильтров.
Фильтры, используемые на топливозаправщиках, по месту установки, тонкос-
ти фильтрации и назначению делятся на предварительные (грубой очистки), ос-
новные (тонкой очистки), контрольные и пылезащитные.
Фильтры грубой очистки служат для отделения крупных механических при-
месей. Их устанавливают перед насосами. Перегородки фильтрующих элементов
этих фильтров изготовляют из латунной сетки частотой 98—252 ячейки на 1 см2.
Фильтры тонкой очистки предназначены для отделения от топлива мелких
механических примесей и частично воды. Их устанавливают за насосом в нагне-
тательной линии. При наличии в фильтре сепаратора или особого фильтрующего
элемента осуществляется полная фильтрация нерастворенной воды и механичес-
ких примесей размером 3—5 мкм.
Контрольные фильтры служат для улавливания механических примесей,
если они содержатся в потоке топлива, прошедшего основной фильтр. Эти фильт-
ры устанавливают в раздаточных наконечниках (пистолетах), иногда в основном
фильтре после его фильтрующего элемента. Перегородки фильтрующих элемен-
тов контрольных фильтров изготовляют из сеток частотой 10 000 ячеек на 1 см2
и более.
Пылезащитные фильтры устанавливаются в дыхательных клапанах цистерн
для улавливания пыли из потока воздуха. Их изготовляют из латунной сетки час-
тотой 400—494 ячейки на 1 см2.
Материалы фильтрующих элементов. Фильтрующая перегородка основного
фильтра может быть изготовлена из тканей, пористых нетканых материалов,
фильтрующей бумаги, фетра, керамики, пористых пластмасс, тонких листовых
материалов типа пергамент, а также в виде комбинированной перегородки, со-
стоящей из нескольких слоев различных материалов, например ткани и фетра.
В качестве фильтрующих тканей могут быть использованы хлопчатобумажная
ткань фильтросванбой и шелк марки Г.
В табл. 9.2 приведены данные о фильтрующих материалах.
347
Таблица 9.2
Характеристики фильтрующих материалов
Материал Число ячеек на 1 см2 Размер ячейки в свету, мм Размер удержи 'ваемых частиц мкм
Обычная сетка № 004 20450 0,040 57
Сплющенная сетка № 004 20450 — 15
Обычная сетка № 0045 15000 0,045 65
» » № 005 13900 0,050 70
» » № 006 10000 0,060 85
Керамические фильтрующие мате- — 0,01-0,10 1—2 и более
риалы Авиационный фетр 15—20
Волокнистый нетканый материал — — 1 — 10
Фильтросванбой — — 10—15
Фильтрующая гофрированная бу- — — 5
мага (картон) Фильтрующий элемент щелевого — — 2—10
типа тонкого листового материала
6. Расходомеры топливозаправщиков
Расходомеры делятся на о б ъ е м н ы е, которые измеряют объем жидкости,
протекающей за один цикл работы расходомера, и суммируют общее количест-
во жидкости, прошедшей через прибор, искоростные, которые измеряют
скорость потока с последующим вычислением расхода жидкости.
Объемные расходомеры бывают дисковые, поршневые и с овальными шестер
нями. Точность измерения дисковых расходомеров ±1%, а расходомеров с оваль-
ными шестернями ±0,5—1%; допустимые рабочие давления равны соответствен-
но 4 и 5 кГ/см?. Для использования в стационарных условиях выпускаются
расходомеры с рабочим давлением до 16 кГ/см\
Скоростные расходомеры с измерением скорости потока при помощи вращаю-
щегося рабочего элемента (вертушки) применяются редко ввиду их недостаточной
точности. В последнее время для этого используют скоростные расходомеры с из-
менением скорости потока при помощи радиоактивных изотопов или ультразвука.
7. Автомобильный маслозаправщик
Автомобильный маслозаправщик состоит из котла с термоизоляцией, насоса,
фильтра, расходомера, приемного и двух раздаточных рукавов с раздаточными
пистолетами, системы нагрева, контрольных приборов и средств управления
маслозаправщиком. Кабина управления расположена сзади котла: в. ней уста-
новлены насос, фильтр, перекрывные краны или задвижки, щит приборов и ры-
чаг управления двигателем. С правой и левой сторон маслозаправщика размеще-
ны ящики для рукавов.
Подогрев масла. На маслозаправщиках масло греют в змеевиках, по кото-
рым оно циркулирует со скоростью не менее 2 м/сек. При такой скорости поток
получается турбулентным и обеспечивается быстрое перемещение жидкости не
только вдоль оси тока, -но и в перпендикулярном направлении. Таким образом
достигается хорошее перемешивание нагреваемой жидкости и предотвращается'
ее перегрев.
Существует способ подогрева масла путем прокачивания его под давлением
через змеевик без использования теплового воздействия. Механическая энергия
при этом переходит в тепловую, и масло нагревается до нужной температуры.
Заправка самолета маслом. При заправке самолета нагретое масло засасы-
вается из котла маслозаправщика через кран и подается в самолет или в заправоч-
348
ный инвентарь через сетчатый фильтр, дисковый расходомер и раздаточный
рукав.
В случае повышения давления в холодном масле в начале подогрева откры-
вается предохранительно-перепускной клапан насоса, отрегулированный на дав-
ление 9—12 кГ/см*. При чрезмерном повышении давления масла во время за-
правки самолета открывается предохранительно-перепускной клапан, который
отрегулирован на давление не выше 4,5—6 кГ/см*..
Использование маслозаправщиков. Маслозаправщики используют самостоя-
тельно или в сочетании с работой водо-маслостанции, на которой нагревают и
обезвоживают масла, а также приготовляют смеси масел, берут пробы и выдают
масла или их смеси в маслозаправщики.
Технико-эксплуатационные показатели некоторых автомобильных масло-
заправщиков приведены в табл. 9.3.
Т а б л и ц а 9.3
Технико-эксплуатационные показатели автомобильных маслозаправщиков
Наименование Маслозаправщики
М3-51 МЗ-51М M3-I50
Шасси автомобиля ГАЗ-51 ГАЗ-51 ЗИЛ-150
Емкость котла со змеевиком, тру- бами и фильтром, М3 0,875 1,060 2,440
Эксплуатационная емкость котла, ыЗ 0,850 0,920 2,100
Вес с нагрузкой, кГ Габаритные размеры, мм: 5254 4990 8430
длина 5550 5510 6850
ширина 2660 2260 2400
высота 2160 2160 2420
Время заполнения котла маслом при температуре 10—20° С, мин Производительность раздаточной системы при температуре масла 85°С, л/мин: 10 10 22
через один рукав ПО 140 170
» два рукава 145 175 210
Насос Ротационно-зубчатыи
8. Стационарная централизованная заправка самолетов
топливом
Сущность централизованной заправки состоит в том, что топливо, пред-
назначенное для заправки самолетов, нагнетается стационарными насосами из
стационарных резервуаров непосредственно в баки самолетов через систему раз-
даточных трубопроводов, фильтров и контрольно-регулирующих приборов.
Основным преимуществом рассматриваемой системы является то, что при
использовании стационарных средств заправки самолетов стоимость доставки от
расходного склада ГСМ до бака самолета снижается в среднем в 4 раза и часто
происходит лучшее очищение топлив от вредных примесей.
Типы систем заправки. По степени технической оснащенности и производи-
тельности системы заправки делятся на три группы: высокопроизводительные
автоматизированные, средней производительности, полуавтоматизированные
и упрощенные системы.
Высокопроизводительные автоматизированные системы рекомендуются для
внеклассных аэропортов и аэропортов I класса.
Системы средней производительности применяются для аэропортов II и III
классов, а упрощенные системы — для аэропортов IV и V классов (с небольшой
интенсивностью самолето- вылетов).
349
Система централизованной заправки (СЦЗ) самолетов состоит из следующих
основных элементов (рис. 9.2):
станции, включающей группу приема топлива, резервуарную группу и груп-
пу фильтрации, регулирования и подачи топлива в разводящую систему разда-
точных трубопроводов;
сети раздаточных трубопроводов с технологическими колодцами, камерами
и раздаточными гидрантными колонками;
передвижных или стационарных заправочных агрегатов.
Топливо подается к системам станции от расходного склада ГСМ по трубопро-
воду (или автоцистернами). При подаче по трубопроводу с избыточным давлением
топливо по обводной линии попадает в водоотделитель и фильтр грубой очистки
и далее через фильтр тонкой очистки в емкости.
Выдача топлива производится из верхней зоны резервуара посредством пла-
вающего оголовка насосами группы фильтрации, регулирования и подачи топ-
лива к местам стоянки и заправки самолетов.
Если заправка самолетов не производится, то вся система централизован-
ной заправки, заполненная топливом, находится под некоторым избыточным дав-
лением (остаточным).
Убыстрение и замедление заправки. Если требуется заправить в самолет до
10 л3 топлива, то одного насоса вполне достаточно. Когда на заправку подклю-
чают второй самолет, расход в линии возрастает, что фиксируется расходомером-
регулятором. Как только подача топлива в линии начинает превышать 1000 л! мин,
расходомер-регулятор фиксирует это возрастанием расхода, посылает импульс
на пульт управления, и автоматически пускается более мощный насос, а первый
выключается.
Насос при максимально возможной производительности до 2500 л/мин рас-
считан на подачу в раздаточную линию 1000—2000 л/мин топлива. Если расход
в сети продолжает возрастать (например, подключили дополнительные самоле-
ты) и достигает 2250 л/мин, расходомер-регулятор фиксирует вторую критичес-
кую точку расхода и посылает импульс на пульт управления, и пускается второй
насос. Одновременная работа двух насосов рассчитана на подачу в раздаточную
гидрантную систему 2000—4500 л!мин топлива.
Последующее подключение дополнительных насосов происходит по этому
же принципу. Если же расход топлива в линии начнет снижаться, то насосы будут
отключаться один за другим в обратном порядке.
Заправочные агрегаты (передвижные или стационарные) состоят из фильтра
тонкой очистки 25, регулятора давления 23, регулятора расхода 21, счетчика-
дозатора 24 с механизмом автоматического прекращения заправки при достиже-
нии заданного расхода, наконечника 20 для нижней, заправки самолетов или пис-
толета для верхней заправки.
Рис. 9.2. Схема автоматизированной системы централизованной заправки само-
летов:
/ — питающий топливопровод; 2 — автоцистерна с топливом; 3 — сливной штуцер; -/ — об-
водная линия; 5 — сливной насос; 6 — фильтр грубой очистки; 7, 15 н 25— фильтры тонкой
очистки; 8—10 — резервуары; 11 — поплавок; 12—14 — раздаточные насосы; 16 — пульт уп-
равления; 17 — контактный манометр; 18 — турбинный расходомер-регулятор; 19 — запра-
вочный агрегат; 20 — заправочный наконечник; 21 — регулятор расхода; 22 — бачок с этил-
целлозольвом; 23 — регулятор давления; 24 — счетчик-дозатор; 26 — присоединительный
рукав; 27 — гидрантная колонка; 28 — гидроамортнзатор
350
Фильтр тонкой очистки предназначен для фильтрации авиационных керо-
синов перед заполнением баков самолетов.
При прохождении через фильтр тонкой очистки авиационный керосин очи-
щается от крупных частиц механических примесей, воды и воздуха. Фильтр за-
держивает механические примеси размером 2—5 мкм. Фильтр пропускает не бо-
лее 0,0015% воды от объема отфильтрованного керосина.
Максимальная пропускная способность фильтра при незагрязненных фильт-
рующих элементах 180 л3/ч; максимально допустимое сопротивление фильтра
при максимальном расходе и засоренности фильтрующих элементов может до-
ходить до 1,6 кГ/см1', расчетное рабочее давление в корпусе фильтра равно
10 кГ/см2\ испытательное давление составляет 15 кГ/см2.
Процесс заправки самолетов. На счетчике-дозаторе устанавливают цифру
того количества топлива, которым надо заправить самолет. После этого откры-
вают кран гидрантной колонки и начинают заправлять самолетные баки. В про-
цессе заправки следят за давлением и производительностью заправки. При необ-
ходимости эти параметры могут быть быстро изменены с помощью регуляторов
давления и расхода топлива. При прохождении через заправочный агрегат за-
данного количества топлива счетчик-дозатор автоматически срабатывает и
прекращает заправку самолетов. После этого кран гидрантной колонки закры-
вают и рукав отсоединяют. Пропускная способность заправочного агрегата
обычно составляет 2400 л/мин.
НЙ Спецзаправка и обратная откачка. Заправочный агрегат также используют
в процессе заправки для добавления в топливо специальной жидкости, например
этилцеллозольва, которая поступает из бачка 22. Агрегат может также произ-
водить обратную откачку топлива из системы самолета.
РАЗДЕЛ ДЕСЯТЫЙ
Методы, способы и приборы контроля
исправности изделий авиационной техники
§ 1. СИСТЕМА АВТОМАТИЗИРОВАННОГО КОНТРОЛЯ (САК)
1. Необходимость применения САК
Современные летательные аппараты представляют собой сложные комплексы
технических устройств. Их правильное функционирование возможно только в том
случае, если все устройства, входящие в них, работают безотказно, т. е. обладают
достаточной надежностью. Применяемые до настоящеего времени системы ин-
струментального контроля авиационной техники требуют больших затрат вре-
мени и труда высококвалифицированных специалистов, что снижает готовность
проверяемых систем и удорожает их эксплуатацию. Кроме того, системы контро-
ля, являясь громоздкими и несовершенными, не обеспечивают объективного
контроля и быстрого поиска неисправностей.
Одним из возможных путей решения проблемы рациональной эксплуата-
ции летательных аппаратов является автоматизация всех процессов контроля.
Естественно, что летательный аппарат должен быть для этого специальным об-
разом оборудован.
В качестве примера, показывающего преимущества САК> можно привести
такие данные: полная проверка всего оборудования многодвигательного совре-
менного самолета системой автоматизированного контроля занимает 4 ч. Без
применения САК на эту работу требуется 35 ч, если в ней будет участвовать
столько человек, сколько могут одновременно разместиться на самолете.
2. Назначение САК
САК предназначена для автоматизированного контроля оборудования ле-
тательного аппарата в процессе его технической эксплуатации.
Контроль летательного аппарата может быть выполнен как по полной про-
грамме, так и по сокращенной, позволяющей проверить отдельные системы.
САК может работать как в автоматическом режиме, так и в ручном. Ручной
режим проверки применяется обычно при отладке программы контроля и при ре-
гулировке и настройке отдельных параметров объекта контроля.
3. Задачи, решаемые САК
Современная наука и техника позволяют создать автоматизированные си-
стемы контроля, способные решать следующие задачи:
существенное сокращение времени на проверку оборудования;
уменьшение количества обслуживающего персонала и снижение требований
к его квалификации;
удешевление стоимости проверочного оборудования;
352
быстрое отыскание мест повреждения с указанием необходимых мероприя-
тий по устранению неисправностей;
возможность прогнозирования надежности систем,
4. Принципы построения САК
При построении систем автоматизированного контроля за основу берутся
следующие принципы.
Универсальность САК, т. е. возможность применения одних и тех же систем
для проверки различных типов летательных аппаратов. Возможность создания
универсальных систем автоматизированного контроля основана на применении
дискретной вычислительной техники. Дело в том, что если сигналы, пропорцио-
нальные контролируемым параметрам, преобразованы в дискретную форму, то
дальнейшая переработка их может производиться посредством универсальных
счетных машин. Применение принципа универсальности позволяет снизить ко-
личество потребных систем проверки и их стоимость.
Полная автоматизация процессов проверки. Применение этого принципа
позволяет ускорить проверку, повысить готовность авиационной техники, со-
кратить количество обслуживающего персонала и снизить требования к его ква-
лификации.
Рациональная технология проверки. Под рациональной технологией про-
верки понимается не только оптимальный выбор контролируемых параметров,
но главным образом выбор правильной последовательности проверки различных
параметров, возможность одновременной проверки нескольких параметров, уста-
новление целых групп параметров, для которых возможна интегральная провер-
ка, и т. д.
Самопроверка системы контроля. Поскольку САК являются сложными и
могут оказаться неисправными, то необходимо осуществлять самопроверку их
в процессе испытания. Во всех современных САК предусматривается самоконт-
роль.
5. Принципиальная схема САК
Принципиальная схема САК показана на рис. 10.1.
Автоматизация процесса контроля предусматривает:
выработку испытательных сигналов и подачу их в объект контроля;
измерение ответных (выходных) сигналов объекта;
сравнение ответных сигналов со стандартными сигналами;
анализ результатов сравнения и подачу результирующего сигнала в програм-
мирующее устройство на дальнейшее продолжение проверки или на прекраще-
ние ее;
подачу сигналов на поиск неисправности;
индикцию результатов проверки.
Для осуществления необходимых операций САК должна включать следую-
щие устройства:
сигнал-генераторы;
программное устройство (с блоками /—7);
логическое устройство (с компоратором, анализатором и блоками 8, 9);
систему самопроверки;
индикаторы.
6. Назначение элементов САК
Сигнал-генераторы предназначены для выработки заданных сигналов на-
пряжения, силы тока, давления, линейных и угловых перемещений, скоростей
^ускорений, временных интервалов и др. Подача сигналов в проверяемую систе-
му производится по командам, поступающим из программирующего устройства.
12 Зак. 223
353
Программирующее устройство определяет характер и последовательность
работы всей системы контроля в соответствии с инструкцией. В устройстве вы-
рабатываются сигналы для включения сигпал-генераторов и других цепей САК,
стандартные сигналы для компаратора, сигналы задержки т. д.
В определенный момент времени в сооветствии с программой программирую-
щее устройство выдает сигнал в блок сигнал-генераторов, вследствие чего сраба-
тывает один из генераторов. Вырабатываемый этим сигнал-генератором кали-
брованный испытательный сигнал поступает в соответствующую цепь объекта
контроля. Такой же сигнал программное устройство посылает в специальное за-
держивающее устройство, откуда этот сигнал после определенной задержки, за-
висящей от времени реакции соответствующей проверяемой цепи, поступает
в устройство сравнения.
Логическое устройство обеспечивает:
сравнение с учетом допусков сигнала, характеризующего реакцию объекта,
с его номинальным значением, задаваемым программирующим устройством;
анализ результатов сравнения и выработку сигналов «Годен — Не годен»
или «Ниже — Годен—Выше»;
определение места неисправности;
подачу сигналов в индикаторное устройство на дальнейшую проверку или на
прекращение испытаний.
Логические устройства могут работать на принципе сравнения непрерывной
или дискретной информации. Схемы сравнения непрерывной информации проще
и надежнее, но точность их не всегда достаточна. Более сложными и более точ-
ными являются схемы сравнения дискретной информации.
Система самоконтроля выдает заранее известные выходные сигналы реакции
на типовые входные сигналы. В логическом устройстве эти сигналы сравниваются
со стандартными сигналами, задаваемыми программирующим устройством. В ре-
зультате этого определяется исправность САК-
Индикаторное устройство служит для индикации результатов проверки.
Обычно используется два вида индикации: временная — в виде сигнальных ламп
и светящихся табло и постоянная — в виде буквопечатающих устройств или дру-
гих записывающих приборов.
Рис. 10.1. Схема системы автоматизированного контроля
354
7. Применяемые САК
В настоящее время как у нас в стране, гак и ла рубежом разработано боль-
шое количество САК- В качестве примера остановимся на САК, разработанных
и применяемых в США.
Система «Дэйтико» на одном из конкурсов в США была признана лучшей по
универсальности. Первоначальный вариант системы «Дэйтико» предназначался
для проверки электронного оборудования систем наведения ракет, но после из-
менения программ испытаний и конструкции некоторых блоков эту систему ста-
ли применять для проверки радиоэлектронного оборудования современных само-
летов.
Вся система размещается на двух стандартных полуприцепах к автомашине.
На автомашине находится источник электроэнергии — однофазный генератор
115 в 60 гц мощностью 3 кет. Обслуживают установку два механика. Система
«Дэйтико» сокращает время проверки на 90%.
Результаты проверки выдаются в виде сигналов «Больше — Норма — Мень-
ше». Команда «Норма» вызывает переход к последующей операции проверки.
Если же результат измерения вышел из поля допусков, то он печатается красным
шрифтом на ленте регистрирующего устройства. Одновременно срабатывают
схемы сигнальных устройств и проверка приостанавливается. Она может быть
продолжена только в том случае, если будет устранена неисправность или меха-
ник переключит установку на ручной режим работы.
На визуальном индикаторе механик видит номер проверяемой в данный мо-
мент контрольной точки, значение измеренной величины параметра и результа-
ты «Больше—Норма — Меньше.» При неисправности на индикаторе появляются
буквы, обозначающие неисправный блок, узел и элемент. Одновременно заго-
рается сигнальная лампа и подается звуковой сигнал.
Результаты проверки непрерывно регистрируются на ленте печатающего
устройства вместе с номером контрольной точки. Удовлетворительные результа-
ты печатаются черным шрифтом, неудовлетворительные — красным.
Дополнительную информацию можно получить при установке блока для пер-
форации результатов на ленту с целью регистрации всех встретившихся при про-
верках неисправностей. Такое устройство позволяет непосредственно передавать
по телеграфу заявки на поставки запасных частей, необходимых для устранения
неисправностей, или для автоматической обработки статистических данных об
отказах при помощи вычислительных машин.
Другим примером могут служить САК, разработанные фирмой «Хониуел»
(табл. 10.1).
Таблица 10.1
Сведения о САК фирмы «Хониуел»
Условное наимено- вание САК Начало проектиро- вания, г Начало производ- ства, г Где применяется Какой самолет проверяет
«G-705A 1957 1958 ВВС США В-47
«G-897B 1959 1960 ВВС США F-101B
uG-1000A 1960 1961 ВВС ФРГ F-104G
uG- 1000А 1960 1962 Бельгия F-104G
uG- 1000A 1960 1962 Италия F-104G
uG- 1000A 1960 1962 Нидерланды F-104G
uG- 1000A 1961 1962 ВВС Канады F-104
wG-lOOOT 1961 1962 Япония F-104J
uG-1331A 1961 1961 NASA Х-15
UG-1388A 1962 1963 ВВС Англии Лайтнинг МК-2
12*
355
§ 2. КОНТРОЛЬ ЗАКЛЕПОЧНЫХ, БОЛТОВЫХ, СВАРНЫХ И КЛЕЕВЫХ
СОЕДИНЕНИЙ
1. Осмотр заклепочных соединений
Контроль заклепочных швов в процессе технической эксплуатации осуществ-
ляется визуальным осмотром. Внешними признаками некачественной клепки
являются:
«дымление» заклепки вследствие ее ослабления;
образование венчика вокруг закладной головки заклепки;
качание заклепки;
перекос закладной головки заклепки.
В наиболее нагруженных участках конструкции наряду с ослаблением закле-
пок могут появляться усталостные трещины обшивки, развивающиеся от отвер-
стий под заклепки.
Одной из основных причин появления указанных дефектов является высокая
концентрация напряжений вблизи отверстий под заклепки, которая существен-
но возрастает при ослаблении посадки стержня заклепки.
Оценка состояния заклепочных соединений визуальным осмотром является
субъективной и не всегда позволяет точно оценить действительное техническое
состояние заклепочных соединений.
Объективным критерием оценки технического состояния заклепочных соеди-
нений, выполненных без герметизирующих материалов, может служить замер
расхода воздуха через зазоры между заклепкой и заклепочным отверстием при
помощи специального прибора 12ПКЗ-3. Правильно поставленная заклепка,
а также заклепка, не имеющая ослабления, не пропускает воздух или пропус-
кает его в малых количествах. При ослаблении заклепки происходит увеличение
зазоров между заклепкой и заклепочным отверстием, уменьшается плотность
посадки стержня заклепки и происходит увеличение расхода воздуха через за-
зоры.
Для потайных заклепок диаметром 3—4 мм допустим расход воздуха до
4 см'/сек.
Больший расход воздуха свидетельствует об ослаблении заклепок.
Подтяжка заклепок. При появлении внешних признаков ослабления закле-
пок в конструкции планера следует подтянуть эти заклепки. Подтяжка заклепок
в соединениях планера летательных аппаратов является наиболее эффективным
средством борьбы с ослаблением заклепочных соединений в высоконагруженных
участках конструкции и позволяет в 1,5—2 раза повысить их выносливость при
повторных статических нагрузках.
Подтяжка осуществляется путем уменьшения высоты замыкающей головки
(осадки) с использованием прямого или обратного метода клепки. Ослабленные
заклепки диаметром 3—5,5 мм, изготовленные из материала Д18 и В65 (при от-
сутствии утопания закладных головок потайных заклепок), подтягиваются нг
величину 0,2—0,35 мм.
В целях уменьшения концентрации напряжений и возможного появления
трещин в обшивке необходима подтяжка заклепки, около которой обнаружена
лунка.
Расшатанными или ослабленными потайными заклепками считаются: заклеп-
ки, при нажатии на обшивку рядом с головками которых обшивка отстает от го-
ловок с образованием видимого невооруженным глазом зазора, и заклепки, при
нажатии на головки которых замечается их подвижность в гнезде.
Наличие подтеков или темного венчика у заклепок на герметической части
фюзеляжа свидетельствует о потере герметичности, но не прочности сое-
динения.
Для восстановления герметичности такого заклепочного шва необходимо
очистить внутреннюю поверхность склепанных деталей от воды, масла и грязи,
после чего места стыков покрыть двумя-тремя слоями клея 88.
356
2. Осмотр болтовых соединений
Условием правильной сборки резьбовых соединений является полная затяж-
ка винтов и гаек, получение посадки сочленяемых деталей без перекосов и обес-
печение контровки, предотвращающей самоотворачивание резьбовых соедине-
ний. Если необходима герметичность соединения, то применяются уплотнитель-
ные пасты или деформирующиеся прокладки.
Контроль болтовых соединений осуществляется главным образом визуаль-
ным осмотром. При этом основное внимание уделяется целостности контровки,
отсутствию деформации резьбы и обрыва болтов и шпилек.
Для предохранения резьбовых соединений от ослабления и отворачивания
в авиации применяются следующие виды контровок: шплинты; пружинные раз-
резные шайбы; пластинчатые корончатые шайбы; самоконтрящиеся гайки; контр-
гайки; проволока; булавки; кернение и т. д.
При замене агрегата, трубопровода или подтяжке соединений применяется
тот вид контровки, который предусмотрен конструкцией. Замена одного вида конт-
ровки другим не допускается.
Контровочные детали: шайбы, шплинты, проволока применяются только
новые. Их повторное использование запрещается.
3. Контроль сварных соединений
Современное состояние сварочной техники позволяет получить сварные сое-
динения и конструкции в целом высокого качества. Высокое качество сварных
изделий обеспечивается точным соблюдением технологии, повседневным и все-
сторонним контролем производства. При отступлении от установленной техноло-
гии возможно образование тех или иных дефектов, которые необходимо выявлять
как при производстве, так и в процессе технической эксплуатации.
Классификация дефектов. Сварные швы и соединения могут иметь следующие
группы дефектов:
дефекты формы и отклонения в размерах сварных швов;
наружные и внутренние дефекты сварных швов и соединений;
деформация и коробление сварных деталей и конструкций;
дефекты структуры сварных соединений;
низкие механические свойства сварных соединений;
низкая коррозионная стойкость и пониженные физико-химические свойства
металла швов и сварных соединений.
Первые три группы дефектов (за исключением внутренних дефектов) обна-
руживаются при осмотре швов невооруженным глазом, а также путем простей-
ших измерений и поэтому их часто называют внешними дефектами. Почти все
остальные группы дефектов при внешнем осмотре незаметны и требуют для свое-
го обнаружения более тонких методов исследования.
Наиболее характерными дефектами сварки, выявляемыми визуальным
осмотром, являются следующие.
Наплывами или натеками называют излишне наплавленный
металл около кромок валика шва, стекший в процессе сварки на непрогретый
основной металл и не сплавившийся с ним. Образование наплывов может выз-
вать неправильный тепловой режим при сварке и неравномерность отложения
металла. При быстром плавлении электрода расплавленный металл местами пе-
реполняет ванночку и, растекаясь по ее краям, застывает на твердом металле,
образуя местные наплывы, не сплавленные с лежащим под ним основным метал-
лом (рис. 10.2).
Сами по себе наплывы не являются существенными дефектами, но они часто
сопровождаются более серьезными дефектами, например непроварами и подре-
зами.
Учитывая, что всякие изменения поперечного сечения швов отрицательно
влияют на их вибрационную и динамическую прочность, необходимо швы с на-
плывами проверять инструментальными методами контроля, позволяющими
887
Рис. 10.2. Наплывы: Рис. 10.3. Подрезы угловых и стыко-
а — в горизонтальных швах на вер- вых швов .
тикальной плоскости; б — в угловом
шве
вскрыть возможные внутренние дефекты (например, рентгеновским или гамма-
просвечиванием).
Подрезами называют выемки в основном металле вдоль края шва, вы-
плавляемые в процессе сварки (рис. 10.3).
При сварке на повышенной силе тока и при излишне высоком напряжении
основной металл перегревается и частично выдувается дугой, что приводит к об-
разованию местных подрезов, а иногда, при тонком металле, — к проплавлению
кромок.
Подрезы ослабляют сечение основного металла и вызывают резкую местную
концентрацию напряжений, особенно при сварке специальных сталей, которые
в зоне подреза могут закаливаться и являются причиной разрушения.
Подрезы являются внешним дефектом, поэтому легко обнаруживаются при
визуальном осмотре сварного шва.
Кратеры. В зоне сварочной дуги поверхность жидкой ванны получается
вогнутой, поэтому при обрыве дуги в шве остается углубление (кратер). Кратеры
понижают прочность шва, так как уменьшают его сечение. Металл кратера силь-
нее насыщен кислородом и азотом, чем металл остальной части шва, и поэтому об-
ладает пониженными механическими свойствами.
В условиях динамической нагрузки шов, как правило, начинает разрушать-
ся от кратера. Поэтому в сварных швах авиационных конструкций кратеры
не допускаются
Наличие кратеров в сварном шве легко определяется при внешнем осмотре.
Непроваром называется местное отсутствие сплавления (провара)
между наплавленным и основным металлом или между смежными валиками
и слоями шва (рис. 10.4).
Наиболее часто непровары встречаются в вершине угла, по скосам кромок,
а также между параллельными валиками и между валиками, наложенными один
на другой при многослойной сварке.
Непровар является наиболее распространенным дефектом сварки, могущим
вызвать ослабление сечения шва до 60% и более общей площади.
Ввиду того что непровар в большинстве случаев является скрытым дефек-
том, он может быть выявлен инструментальными методами контроля — рентге-
нографированием, гамма-графированием, магнитным контролем и др.
Пористость наплавленного ме
талла. Газовые поры, образуются в наплавленном
металле вследствие выделения газов, растворенных
в жидком металле. При охлаждении растворимость
газов в металле уменьшается и часть газов стремит-
ся в атмосферу. Встречая сопротивление кристал-
лизующегося металла, газы не могут полностью вый-
ти из металла и остаются в нем, образуя внутренние
поры, раковины или выходящие на поверхность
свищи (ноздреватость).
Наличие пор и свищей уменьшает полезное се-
Рис. 10.4. Непровар по
кромкам Х-образного
шва
358
чение шва, вследствие чего механическая прочность соединения понижается.
При значительной пористости сварной шов может быть негерметичным.
Пористость сварного шва в авиационных конструкциях недопустима.
Пористость сварных соединений выявляется путем рентгеноьслого или гамма-
просвечивания сварных швов.
Ш л а к о вые включения наблюдаются при сварке электродами, по-
крытыми обмазкой, и при автоматической сварке под флюсом. При сварке не-
покрытыми или тонкопокрытыми электродами, а также при газовой сварке они
встречаются редко. Шлаковые включения образуются вследствие применения
несоответствующих марок электродов или обмазок, а также при неправильном
режиме сварки и низкой квалификации или небрежности сварщика.
Форма включений может быть самой разнообразной—от микроскопических
до нескольких миллиметров в поперечнике.
Количество и размеры допустимых шлаковых включений в сварных швах
оговариваются специальными техническими условиями па сварные швы и соеди-
нения.
Шлаковые включения можно обнаружить рентгеновским и гамма-просвечи-
ванием, макро- и микроисследованиями. В отдельных случаях шлаковые вклю-
чения можно обнаружить при магнитном контроле сварных швов.
Трещины в наплавленном и основном металле появляются вследствие
развития напряжений, которые могут возникнуть в металле в результате сле-
дующих причин:
литейной усадки или изменения объема при переходе металла из жидкого
состояния в твердое;
структурных превращений, так как они также сопровождаются изменением
объема;
неравномерного распределения температуры при нагреве или охлаждении.
Из всех перечисленных причин наибольшее значение при сварке имеют тер-
мические напряжения, возникающие вследствие резкого местного нагрева с боль-
шим перепадом температур.
По величине трещины бывают как макроскопические, которые можно обна-
ружить простым глазом, так и микроскопические, для обнаружения которых не-
обходимо применять магнитный метод контроля, рентгеновское или гамма-про-
свечивание.
Однако микроскопические трещины не всегда могут быть обнаружены даже
и этими методами контроля.
Трещины являются самым распространенным и наиболее опасным дефектом
сварки. Трещины в авиационных конструкциях не допускаются.
Деформации и коробление сварных деталей и конструкций,
так же как и трещины, появляются в результате неравномерного нагревания
и охлаждения изделий при сварке, а также в результате возникающих в металле
напряжений.
Деформации и коробление могут быть определены при осмотре невооружен-
ным глазом. В случае необходимости определение численной величины дефор-
мации может быть произведено путем замеров обычными мерительными инстру-
ментами (линейка, штангенциркуль, угломерные.инструменты) или в соответст-
вующих случаях более точными приборами — индикаторами, тензометрами,
прогибомерами и т. п.
4. Контроль клеевых соединений
Применяемые в настоящее время клеи и технология склеивания пока еще не-
достаточно совершенны, что нередко приводит к появлению дефектов в клеевых
соединениях.
Основным дефектом клеевых соединений является непроклей, т. е. нарушение
сплошности клеевой пленки. Как правило, внешним осмотром непроклей обна-
ружить невозможно, поэтому необходим инструментальный контроль клее-
вых соединений.
Ввиду того что клееные конструкции часто выполняются из разнородных
материалов, резко отличающихся по своим физическим, механическим, электри-
359
ческим и другим характеристикам (металлы, пенопласты, пластмассы и т. п.),
наиболее приемлемы методы контроля, основанные на возбуждении в исследуе-
мом изделии упругих колебаний звукового или ультразвукового диапазона.
Для выявления дефектов клеевых соединений могут использоваться следую-
щие методы дефектоскопии: вакуумный метод; метод свободных колебаний; ме- |
тод сквозного прозвучивания; метод многократных отражений; ультразвуковой |
резонансный метод; акустический импедансный метод; ультразвуковой вело-
симметрический метод.
§ 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ, МЕТАЛЛОГРАФИЧЕСКИХ,
ТЕРМИЧЕСКИХ И МЕХАНИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ АВИАЦИОННОЙ
ТЕХНИКИ
1. Обмер сочленяющихся деталей
Обмер сочленяющихся деталей проводится с целью проверки геометрических
размеров, посадок и гарантийных зазоров. При обмере обращается особое внима-
ние на чистоту поверхностей. Они должны быть чистыми и не иметь рисок, накле-
пов, заусенцев, наволакивания металла, коррозии и других повреждений, кото- |
рые могут повлиять на результаты замеров. 1
При подсчете величин посадок и зазоров за расчетные величины берутся 1
среднеарифметические значения, полученные при обмере. При этом максималь- 1
ные и минимальные значения зазоров или натягов должны лежать в допустимых I
пределах.
Измерительный инструмент должен быть исправным и чистым. Он должен
подвергаться контрольным поверкам в установленные сроки.
Подготовка деталей к обмерам и обмеры должны выполняться в строгом соот-
ветствии с действующими для измерительных лабораторий правилами.
2. Измерение толщины покрытий
Анодирование твердое. Микротвердость пленки должна быть в пределах от
250 до 300иПия2. Толщину пленки определяют снятием ее на контрольном участ-
ке каплей раствора следующего состава: ортофосфорная кислота (удельный вес
1,7 Псм3) — 200 Г; хромовый ангидрид — 80 Г и вода — 1 л. Продолжительность
растворения 3—4 ч при 20—22° С. Для удержания капли на поверхности наносят
окружность восковым карандашом. Каплю несколько раз меняют. Толщина плен-
ки определяется замером разности уровней травленого металла и металла с плен-
кой.
Анодирование сернокислотное и хромокислотное. На испытуемую деталь
наносят две-три капли контрольного раствора следующего состава: соляная
кислота (удельный вес 1,19) — 20 см3; двухромово-кислый калий — 3 Г; вода 1
дистиллированная — 75 см3. После нанесения капель определяется промежуток
времени до их позеленения. Пленка считается качественной, если этот промежу-
ток времени для плакированною материала с толщиной пленки около 5 мк при !
18—21° С составляет 12 мин, а при 22—26° С — 8 мин.
Оксидирование стали (воронение). Пленка считается качественной, если при
нанесении капли 2-процентного раствора медного купороса в течение 20 сек
на поверхности не образуются точки красной контактной меди.
Хромирование, никелирование химическое. Толщина слоя покрытия опреде- |
ляется магнитным толщиномером. Для тонких слоев хрома используется капель- У
ный метод: одна капля 25-процентного раствора химически чистой соляной
кислоты растворяет слой толщиной 1 мк. ;
Для определения толщины никеля капельным методом берется раствор, со- '
стоящий из хлорного железа — 150 Г, сернокислой меди — 100 Г, уксусной кис-
лоты — 250 мл, воды дистиллированной — 1л.
Цинкование, кадмирование. На испытуемый участок наносится капля еле- ;
дующего раствора: иодистый калий — две весовые части, иод металлический — :
360
одна весовая часть, вода дистиллированная — 10 вес. ч. Капля выдерживается
в течение 1 мин. Затем ее насухо вытирают и наносят каплю свежего раствора.
Эту операцию повторяют до обнажения основного материала. Расчет толщины
слоя покрытия Л производят по формуле
h = hK(n — 1),
а
где hK — толщина покрытия, снимаемого за 1 мин одной каплей при данной тем-
пературе;
п — число капель.
I
3. Замер люфтов шарнирных соединений
Замер люфтов дает возможность определить суммарный износ сопрягаемых
деталей шарнирного соединения в его рабочем состоянии без разборки сочлене-
ния. Этим методом пользуются при определении износа отдельных шарнирно-
болтовых соединений, шасси, систем управления самолета и двигателя и шарни-
ров навески рулей, элеронов, щитков-закрылков, различных крышек люков
и створок самолета.
При определении суммарного износа шарнирных соединений целых систем,
I таких как системы управления рулями, элеронами, двигателями и шарниров
шасси, используется метод замера суммарного люфта. Для этого штурвал непод-
вижно закрепляется в нейтральном положении и на величину зазора отклоняется
руль, затем замеряется суммарный люфт системы управления рулем высоты само-
I лета.
Порядок замера люфтов шарнирных соединений самолетов описывается в ин-
струкции по эксплуатации или технологии проведения осмотров и выполнения
регламентных работ для каждого типа самолета.
При замере люфтов шарнирных соединений общими для всех самолетов яв-
ляются следующие положения:
к одной из деталей, где замеряется люфт, в специальном месте приклады-
вается определенной величины нагрузка и щупом промеряется зазор в шарнир-
ном соединении или в соответствующей точке индикатором замеряется отклоне-
ние детали от своего нейтрального положения;
в процессе замера суммарного люфта в системе одна деталь неподвижно за-
крепляется и в определенной точке замеряется возможное перемещение другой
детали при приложении к ней соответствующей нагрузки.
С целью определения степени и характера износа деталей трущихся сочле-
нений самолета и его агрегатов производятся микрометрический обмер и внешний
осмотр поверхностей трения деталей.
1
4. Микрометрический обмер деталей и трущихся сочленений
Для объективного определения степени износа деталей и трущихся сочлене-
ний применяется их микрометрический обмер.
Проведение обмера деталей, как правило, требует демонтажа и разборки
соответствующих узлов и агрегатов и тщательной их очистки, промывки и про-
сушивания.
Определение степени износа деталей микрометрическим обмером проводят
прежде всего для таких трущихся сочленений, работоспособность которых боль-
< ше всего зависит от изменений геометрических форм и размеров деталей.
При микрометрическом обмере контролируемые размеры деталей берутся из
заводских карт обмера или альбома шарнирных соединений самолета и опреде-
ляются с необходимой степенью точности соответствующими измерительными
1 инструментами. При выборе инструмента исходят из условия, что его предельная
погрешность не будет превышать величины допуска измеряемого размера детали.
Качество производимых замеров во многом зависит от состояния помещения
и оборудования измерительной лаборатории.
861
Помещение должно быть сухим, чистым и светлым. Влияние вибраций, вы-
зываемых посторонними источниками (например, проезжающим транспортом
н т. п.), должно быть сведено к минимуму.
Приборы и рабочие места должны быть удобно размещены. Должно быть
обеспечено достаточное ровное освещение и возможность поддержания необ-
ходимых температурных режимов (20° С). Чем выше классы точн'ости и больше
размеры измеряемой детали, тем меньше колебания температуры допускаются.
Так, при измерении изделий 1—2 классов точности размеров до 500 мм до-
пускаются отклонения температуры от 20° С в пределах ±4°, для размеров до
1000 мм — не более ±2°, а для размеров свыше 1500 мм — не более ±1°.
Обмеры деталей производятся только после того, как деталь примет темпера-
туру окружающего воздуха в лаборатории (20° С).
При определении линейных размеров и форм деталей с помощью универсаль-
ных измерительных инструментов наиболее частыми методическими ошибками
бывают:
недостаточное число измерений диаметра деталей в сечении, вследствие чего
может оказаться невыявленной эллипсность;
применение микрометров и других измерительных инструментов для вы-
явления гранности крупных деталей; грапность обнаруживается только при
пользовании призмами;
отказ от линеек, вследствие чего остаются невыявленными искривления де-
талей.
5. Проверка исправности обратных клапанов
Основным показателем исправности обратных клапанов является их герме-
тичность.
Негерметичность обратных клапанов обычно вызывается попаданием посто-
ронних частиц между шариком или консусом клапана и его гнездом. В случае
негерметичности нужно постучать по корпусу клапана деревянным молотком.
Если это не поможет, клапан необходимо снять и разобрать.
Незначительный износ и царапины на гнезде или клапане можно устранить
тщательной притиркой клапана, применяя для этого тонкую притирочную пасту.
Притирке подлежат конусные клапаны, а шариковые — заменяются новыми.
После притирки клапана его детали промывают чистой рабочей жидкостью,
клапан собирают, испытывают на герметичность и устанавливают иа место.
При этом стрелка, изображенная на корпусе обратного клапана, должна совпа-
дать с направлением потока жидкости в трубопроводе.
6. Определение химического состава материала
Для определения химического состава материала той или иной детали могут
быть использованы следующие методы.
Спектральный анализ. Благодаря несложности и быстроте проведения спек-
тральный анализ широко применяется при определении марок легированных и
цветных сплавов и контроля качества продукции. При этом методе ’ в спектре
исследуемого сплава находят характерные линии различных элементов и по
яркости свечения линий оценивают примерное содержание составляющих
элементов.
При спектральном анализе используются специальные приборы — спектро-
графы и стилоскопы (переносные и стационарные), с помощью которых полу-
чают спектры исследуемого материала.
Компактное оборудование позволяет быстро производить качественный
и ориентировочный количественный анализ элементов: Al, Si, Ti, V, Сг, Мп, Со,
Ni, Nb, Mo, W и др.
Расположение, цвет, яркость и количество линий в спектре зависят от при-
сутствующих в пламени дуги прибора химических элементов. Обнаруживая в
спектре характерные линии химического элемента и оценивая яркость, опреде-
ляют содержание этих элементов в сплаве, т. е. его химический состав.
362
Рис. 10.5. Зависимость твердости ма-
лолегированных углеродистых сталей
от содержания углерода
Капельный анализ является ме-
тодом качественного анализа хими-
ческого состава сплавов. Он позво-
ляет определить наличие в сплаве
характерных элементов и выявить
группу, к которой принадлежит
сплав. Этим методом определяют
приближенно, а иногда точно марку
сплава. Например, можно отличить
легированные стали от простых уг-
леродистых, разделить легированные
стали по группам: хромистые, никеле-
вые, хромансилевые, хромоникеле-
вые, хромоникельмолибденовые и др.;
алюминиевые сплавы можно рассор-
тировать на алюминиевомагниевые,
силумины, сплавы с никелем и опре-
делить технически чистый алюминий;
из магниевых сплавов выделить
электрон, рассортировать бронзы и латуни.
Капельный анализ проводится в любых условиях при наличии простейшей
аппаратуры.
Сущность капельного анализа заключается в следующем. На поверхность
исследуемого материала наносят каплю кислоты либо смеси кислот или щелочей.
В месте, где нанесена капля, металл частично растворяется. В образовавшийся
раствор добавляют специальный реактив для того, чтобы произвести капельную
реакцию на элемент, характерный для данной группы или марки сплава. По ре-
зультатам реакции (выпаданию осадка, его количеству, изменению цвета раствора
и его яркости) судят о наличии и количестве определяемого элемента. Определив
таким образом, какие есть в сплаве элементы, делают заключение о группе или
марке сплава.
Для проведения капельного анализа разработаны переносные лаборато-
рии в виде ящика-чемодана с набором реактивов для определения большинства
элементов.
Металлографический анализ. Металлографическим микроскопом с доста-
точной точностью определяют содержание углерода только в углеродистых ста-
лях. Для проведения анализа из исследуемого материала вырезают образец,
который затем отжигают в обыкновенной муфельной печи. Из отожженного об-
разца приготавливают микрошлиф и травят его в 2—3-процептном растворе азот-
ной кислоты в спирте. Далее микрошлиф рассматривают в микроскоп при увели-
чении в 100 раз и по количеству структурных составляющих феррита и перлита
определяют количество углерода в данном материале. Кроме того, металлогра-
фический анализ позволяет отличить бронзу от латуни, легированные стали от
углеродистых, литые цветные сплавы от кованых и т. д.
Термический анализ (называемый еще способом замера твердости) обычно
применяют для определения марки конструкционных углеродистых сталей.
Марка углеродистой стали определяется замером твердости при помощи методов
Роквелла или Бринелля. Этот метод определения марки стали по твердости осно-
ван на существовании зависимости твердости от содержания углерода в стали:
чем больше углерода встали, тем больше твердость закаленного образца. Суще-
ствуют зависимости твердости стали от содержания углерода. На рис. 10.5 пока-
зана такая зависимость для малолегированных конструкционных углеродистых
сталей (содержащих никеля до 0,5% и хрома до 0,5%). По этому графику опре-
деляют марку углеродистых конструкционных сталей, для чего образец закаля-
ют до структуры мартенсита и определяют его твердость в единицах Роквелла.
Для определения марки стали по твердости в единицах Бринелля дополни-
тельной термообработки стали не производят. От заготовки в состоянии поставки
отрезают образец длиной 40—50 мм, зачищают его боковую поверхность и торец
и в этих местах определяют твердость по Бринеллю. Пользуясь данными
табл. 10.2, по твердости определяют марку стали.
Проба на искру является одним из старых методов определения марок сталей.
363
Он дает возможность получить представление о составе стали и судить, к какой
группе она относится: к углеродистой, быстрорежущей, инструментальной и др.
Сущность пробы на искру заключается в том, что стали разного химического сос-
тава при шлифовании их наждачным кругом дают различные по характеру, фор-
ме и окраске пучки искр.
Т а 6 л и ц а 10.2
Определение марки стали по твердости в единицах Бринелля
Марка стали Содержание углерода Предел прочности, кГ /мм* Твердость по Бринеллю (НВ)
сталь отожжен- ная сталь нагарто- ванная
08 0,05—0,12 28—38 78—105
10 0,05—0,15 32—42 89—111 187
15 0,10—0,20 35—45 97—127 197
20 0,15—0,25 40—50 111—140 207
25 0,20—0,30 43-55 121—157 217
30 0,25—0,35 48—60 132—168 229
35 0,30—0,40 52-65 146—180 241
40 0,35—0,45 57—70 155—195 255
50 0,45—0,55 70—90 175—223 269
Например, пучок искр углеродистой стали с содержанием углерода 0,15—
0,20% имеет соломенно-желтый цвет; с 0,9—1,0% С — светло-желтый; с 1,1 —
1,3% С—белый; пучок искр быстрорежущей стали (10—18% W) и вольфрамо-
вой (1 — 1,3% W) имеет темно-красный цвет; кремнистой стали (1,5—2,0% Si)—
светло-желтый; хромистой (11—13% Сг) — темно-желтый; хромоникелевой
(3% Ni и 1% Сг) — желтый.
Метод определения марки стали пробой на искру недостаточно надежен, по-
этому в целях более надежного определения марки стали лучше всего при име-
ющихся условиях сравнивать искру испытуемой стали с искрой образцов-эта-
лонов, марка й химический состав которых точно определены.
7. Проверка твердости поверхностей
Испытания на твердость отличаются от других способов механических испы-
таний главным образом методом приложения внешних нагрузок, передающихся
специальным наконечником на поверхность исследуемого материала, т. е. путем
создания контактных напряжений. Твердый наконечник той или иной формы (ша-
рик, конус, пирамида и т. д.) по-разному воздействует на образец и вызывает раз-
личного вида деформацию поверхностного слоя образца. Обычно это воздействие
распространяется на весьма малые объемы материала. Как и при других видах
механических испытаний, при определении твердости можно замерять упругие
свойства, сопротивление малым или большим пластическим деформациям и т. п.
Местное воздействие нагрузки на небольшую часть поверхности образца
и малый объем испытуемого металла являются несомненным преимуществом
этих методов испытания на твердость, при которых изделие не разрушается и по-
ступает в эксплуатацию. При необходимости можно осуществлять 100-про
центный контроль деталей. Приборы для определения твердости обычно порта-
тивны, просты в обслуживании и высокопроизводительны. Эти преимущества
привели к широкому применению испытаний на твердость, которые являются
самыми распространенными контрольными испытаниями. Особенно большой
интерес при проведении тонких исследований представляет метод, замера микро-
твердости.
Определение твердости можно производить под действием статических или
динамических нагрузок. При статических испытаниях нагрузка к наконечнику,
воздействующему на испытуемое тело, прикладывается плавно и постепенно,
364
а при динамических испытаниях — мгновенно. Более применимы статические
методы.
В зависимости от способа испытания могут применяться следующие методы
испытаний:
метод вдавливания. При нем измеряется сопротивление пластической де-
формации;
метод царапания, при котором замеряется сопротивление разрушению;
метод качания маятника;
метод упругой отдачи, основанный преимущественно на сопротивлении упру-
гой деформации.
Наиболее распространенным методом определения твердости является ме-
тод вдавливания.
8. Определение качества лакокрасочных покрытий
Для контроля качества лакокрасочных и других неэлектропроводящих по-
крытий (пленок) на металлах может быть использован индикаторно-звуковой
электроконтактный лакокрасочный дефектоскоп типа ЛДК- В основе работы
прибора лежит электроконтактный принцип измерения сопротивления между
увлажненным эластичным щупом и металлом, на который нанесено испытуемое
покрытие.
Измеряемое сопротивление защитного покрытия в схеме прибора является
элементом релаксационного генератора. При изменении сопротивления изменяет-
ся ток в цепи звукового индикатора и потребляемый им ток, что регистрируется
стрелочным индикатором. При помощи указанного дефетокскопа возможно
выявление микронесплошностей в защитных лакокрасочных покрытиях кон-
струкций летательных аппаратов. Прибор может быть использован как для кон-
троля качества вновь нанесенных, так и для оценки долговечности (по нараста-
нию количества микронесплошностей) защитных покрытий.
Дефектоскоп позволяет выявлять поры и трещины на покрытиях толщиной
до 130 мк.
9. Чистота поверхности
Все поверхности назависимо от способа их обработки имеют те или иные не-
ровности.
Переход к совершенным видам технологии, к автоматизации производствен-
ных процессов и контролированию качества продукции в процессе ее изготовле-
ния позволяет получать поверхности с заданными параметрами неровностей.-
Известно, что улучшение состояния поверхностей деталей авиационной тех-
ники способствует повышению таких их эксплуатационных качеств, как износо-
стойкость, усталостная прочность, устойчивость против коррозии и эрозии и др.,
а следовательно, увеличению долговечности и надежности. Поэтому в про-
цессе технической эксплуатации необходимо следить за состоянием по-
верхностей.
Неровности поверхностей характеризуются многими критериями, основными
из которых являются отклонение от правильной геометрической формы, волни-
стость и шероховатость.
Методы измерения шероховатости поверхности можно разделить на локаль-
ные и интегральные.
Если исследуется каждый элемент неровности поверхности (высоты от-
дельных неровностей, их форма, взаимное расположение на малых участках по-
верхности и т. п.), такие методы считают локальными.
Интегральные методы исследования шероховатости, не позво-
ляя судить о характере неровности и о строении ее отдельных элементов, дают
представление только об общих характеристиках поверхности на сравнительно
больших ее участках.
Как локальные, так и интегральные методы измерений шероховатости в за-
висимости от конструктивных особенностей приборов могут быть разделены на
контактные и бесконтактные.
865
Контактными методами называются такие, при которых прибор
или его часть непосредственно соприкасаются с исследуемой поверхностью.
При бесконтактных методах не происходит какого-либо меха-
нического воздействия на поверхность.
Как те, так и другие методы распространены достаточно широко, причем в
настоящее время во всех приборах, в которых используется контакт с поверх-
ностью, стремятся сделать этот контакт наименее действующим иа состояние
самой поверхности, так как всякое механическое воздействие на поверхность
может не только ее испортить, но и исказить результат измерения.
Методы исследования поверхностей можно разделить на единичные и комп-
лексные.
Под единичными методами понимают такие, которые позволяют
вычислить или определить какую-нибудь одну характеристику неровностей или
шероховатости, т. е. измерить какой-нибудь один элемент неровностей и вычи-
слить один критерий.
Методы, с помощью которых можно определить целый комплекс величин,
характеризующих поверхность, вычислить их или непосредственно отсчитать по
шкале прибора для различных критериев, соответствующих выбранной системе
координат и базовых линий, называются комплексными.
Все перечисленные методы, кроме того, можно разделить на субъективные
и объективные.
К субъективным методам, главным образом визуальным,
обычно относят оптические методы.
В объективных методах, где участие наблюдателя полностью
исключено или в значительной мере его роль в оценке измеряемой величины
ослаблена, процесс измерения элементов профиля, а также и вычисление или
интегрирование определенных величин автоматизировано, и прибор выдает
непосредственно данные об одной или нескольких интересующих величинах
одновременно или последовательно по желанию оператора.
Объективные методы более правильны, чем субъективные. Многие субъектив-
ные методы связаны с ошибками зрения наблюдателя, поэтому всегда имеется
опасность индивидуальной погрешности. Тем не менее субъективные методы
широко распространены, так как во многих случаях весьма просты и удобны
для практического применения.
Бесконтактными локальными методами исследования шероховатости по-
верхности являются метод светового сечения и метод теневой проекции.
Метод светового сечения. Направив пучок света под определен-
ным углом к исследуемой поверхности, можно получить на ней границу тени
от непрозрачного экрана, введенного в часть светового пучка, падающего на
поверхность. По искажению границы света и тени можно судить о расположении,
конфигурации и характере неровностей на поверхности. На этом принципе осно-
ваны двойные микроскопы Линника.
Метод теневой проекции представляет собой видоизмененный
метод светового сечения. Он удобен для исследования сравнительно грубых по-
верхностей. Принцип метода заключается в том, что на исследуемую поверхность
направляют- пучок света под некоторым углом и на пути этого пучка располага-
ют экран с прямолинейными краями настолько близко к поверхности, что рас-
сеяние лучей, вызванное конечными размерами источника света, невелико.
Граница тени при отражении световых пучков от поверхности представля-
ет собой теневую картину профиля того участка, против которого нахо-
дится экран.
Помимо указанных методов исследования поверхностей деталей существует
целый ряд более сложных методов, таких как микроинтерфереициальные методы,
метод многолучевой интерференции, метод молекулярного оттенения и т. п.
Бесконтактный интегральный метод исследования поверхности. Тренирован-
ный человек, знающий технологию изготовления поверхностей, может просто
на глаз оценить характер неровностей и степень шероховатости поверхности.
Более точный результат получается, если наблюдатель может одновременно срав-
нивать исследуемую поверхность с поверхностью, имеющей известную шерохо-
ватость. Удобнее всего такое сравнение-осуществлять при определенных усло-
виях освещения и оптическом увеличении. Для подобных относительных методов
363
измерений подбирают серии образцов, изготовленных по определенной технологии
и имеющих определенную форму поверхности, пригодную для сравнения с ис-
следуемыми поверхностями. Сравнивают или непосредственно невооруженным
глазом, или с помощью микроскопа сравнения.
Микроскоп сравнения является простым оптическим прибором, в поле зре-
ния которого одновременно видны поверхности исследуемого образца и образца
с известной шероховатостью. По равенству общего вида поверхностей, по общему
впечатлению о распределении освещенности в поле зрения судят о равенстве сте-
пени шероховатости испытуемой поверхности и степени шероховатости образца.
Ограниченность этого метода заключается в невозможности иметь бесчислен-
ное множество поверхностей с различными видами неровностей. Поэтому прак-
тически приходится сравнивать неодинаковые по характеру, но близкие по свой-
ствам поверхности, что вызывает неизбежные систематические погрешности.
Электромеханический метод профилирования является контактным методом
измерения шероховатости.
В профилометрах и профилографах различной конструкции для профили-
рования поверхности применяют метод ощупывания поверхности.
Единым во всех этих приборах является алмазная игла с очень небольшим
радиусом закругления (до 12 мк). Эта игла с очень небольшим давлением, чтобы
не повредить шероховатость, перемещается на поверхности детали, точно копи-
руя исследуемую поверхность. Игла связана с сердечником или электрической
обмоткой, помещенной в магнитном поле. При перемещении иглы в электрической
системе прибора индуцируется ток, пропорциональный величине перемещения
иглы, т. е. шероховатости поверхности.
Профилометры сразу показывают на индикаторе среднюю квадратичную
величину неровностей поверхности в микронах.
Профилографы не только показывают высоту шероховатости, но и дают воз-
можность снять профилограмму при больших увеличениях. К таким приборам
относятся, например, профилометры-профилографы «Калибр-ВЭИ», Ш-15,
Ш-16 и др.
§ 4. МЕТОДЫ КОНТРОЛЯ И ИСПЫТАНИЙ АГРЕГАТОВ И ДЕТАЛЕЙ
АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ
На различных этапах технической эксплуатации и ремонта авиационной
техники может возникнуть необходимость проведения контроля и испытаний
того или другого агрегата, устройства, детали.
Совокупность метода и приемов контроля деталей без их разрушения назы-
вается дефектоскопией.
Для выявления производственных и эксплуатационных дефектов деталей
авиационной техники могут применяться следующие методы дефектоскопии:
просвечивание рентгеновскими лучами; просвечивание гамма-лучами; магнитно-
порошковый; магнитно-люминесцентный; люминесцентный; цветной; ультра-
звуковой; вихревых токов и др.
Выбор того или иного метода дефектоскопии зависит от материала и формы
Детали и чувствительности метода (табл. 10.3 и 10.4).
1. Просвечивание рентгеновскими лучами (рентгенография]
Этот метод контроля применяется для выявления внутренних пороков и
структурной неоднородности мвтериала, для контроля качества деталей из алю-
миниевых и магниевых сплавов с целью обнаружения в них пороков литья (газо-
вых пузырей, раковин, пористости, рыхлот) и дефектов обработки давлением
(внутренних надрывов, трещин), а также для исследования качества сварных
швов в остальных изделиях (непроваров, пережогов, трещин).
Физические основы рентгенографирования. Рентгенография основана иа
свойстве рентгеновских лучей проникать через тела, не прозрачные для видимых
лучей, иапример через металлы и сплавы. При этом по мере прохождения через
деталь происходит рассеивание и поглощение рентгеновских лучей материалом
367
Т а б л и ц а 10.3
Чувствительность физических методов'дефектоскопии
Метод Минимальная ширина трещины у выхода на поверхность детали, определяемая тем или иным методом. мм Минимальная протял ность трещины в глу металла, определяемая тем или иным методом, мм
Просвечивание рентгеновскими лу- 0,1 1,5% просвечивав-.
чами мой толщины
Просвечивание гамма-лучами 0,1 1,5 — 4% просвечи-
ваемой толщины
Ма гнитно-порошковый 0,001—0,01 0,01—0,03
Магнитно-люминесцентный 0,0001—0,001 0,005—0,01
Люминесцентный 0,01—0,03 0,03—0,04
Цветной 0,001—0,03 0,01—0,04
Ультразвуковой 0,001—0,03 0,01
Вихревых токов (для деталей из 0,001 0,1
материала типа ЭИ437)
Таблица 10.4
Область применения физических методов дефектоскопии
для контроля качества деталей
Применение метода Наименование метода
просвечивание рентгенов- скими и гамма-лучами магнитно- порошковый и магнитио- люминесцент- пый люминес- центный цветной ультра- звуковой вихревых токов
Контроль ферромагнит- ных деталей + + + .+ + +
Контроль немагнитных деталей 4- — + + + +
Выявление мелких поверх- ностных трещин — + + + + +
Выявление подповерхно- стных трещин . + + — — + —
Выявление внутренних пороков + +
Примечание. Зрак плюс обозначает возможность применения метода, а знак
минус — невозможность применения.
деталей, в связи с чем их интенсивность уменьшается. Это уменьшение зависит
от длины волны рентгеновского излучения, материала и толщины детали. Чем
меньше длина волны, тем больше проникающая способность лучей. Лучи с боль-
шой проникающей способностью (коротковолновые) называются жесткими,.
а с малой (длинноволновые) — мягкими.
Рентгеновские лучи, просвечивающие деталь со структурными неоднородно-
стями (поры, раковины, трещины и др.), имеют разную интенсивность на выхс
из детали. Наиболее интенсивными будут лучи, прошедшие через различно
рода пустоты, что на фотопленке зафиксируется в виде затемнений, имеющк
контуры дефектов.
Применяемые рентгеновские установки. В условиях ремонта и техничесь
эксплуатации наиболее удобным для применения является портативный рент,
новский аппарат типа РУП-120-5-1. Этот аппарат может просвечивать сталь т,.
368
щиной до 25 мм, алюминий — до 100 мм. Питание аппарата осуществляется от
сети переменного однофазного тока напряжением 220/380 в. Вес аппарата со
штативом-тележкой равен 165 кГ, габаритные размеры составляют 1400 X
X 700 X 1300 мм.
РУП-120-5-1 надежно работает при температуре окружающего воздуха до
С и относительной влажности до 80%.
Могут применяться для этих целей рентгеновские аппараты типа
МРА-100-0,5-1 весом 20 кГ, РУП-200-20-5 весом около 750 кГ, РУП-400-5-1
весом 600 кГ и др.
Помимо выявления внутренних дефектов деталей авиационной техники,
нтгенография может успешно применяться для контроля правильности вы-
,лнения отдельных производственных, эксплуатационных и ремонтных техно-
логических операций. Рентгеновским методом можно проконтролировать пра-
вильность сборки и регулировки агрегата — отсутствие перекосов пружин,
клапанов, мембран, величину зазоров между деталями, взаимное расположение
еталей, состояние контактов и целость проводников и т. п.
1 2. Просвечивание гамма-лучами (гаммаграфирование)
В настоящее время находят широкое распространение методы контроля
‘ачества деталей, основанные на применении гамма-лучей. Это позволяет сущест-
венно расширить сортамент контролируемых деталей как по составу, так и по
толщине, так как гамма-лучи по сравнению с рентгеновскими имеют меньшую
длину волны и, следовательно, большую проникающую способность.
Физические основы гаммаграфирования. Гамма-лучи представляют собой
коротковолновые электромагнитные колебания, вызванные радиоактивным
распадом ядер естественных или искусственных радиоактивных веществ. Основ-
ным их преимуществом является высокая проникающая способность излучения,
малый размер и относительно низкая стоимость источника по сравнению со ста-
ционарными источниками рентгеновских лучей, независимость от источников
электрического питания и водоснабжения, пониженная контрастность изобра-
жения, что позволяет при одной величине экспозиции просвечивать детали с ши-
роким диапазоном толщин.
Для гаммаграфирования применяются те же пленки и экраны, что и для
рентгенографирования. Обработка пленок так же одинакова.
Выбор радиоактивного препарата. Излучение радиоактивного вещества обу-
словлено самопроизвольным распадом его ядер. Все радиоактивные источники
излучения характеризуются периодом полураспада, т. е. тем временем, которое
необходимо для радиоактивного распада половины имеющегося в начальный мо-
мент вещества. На скорость распада не влияют ни давление, ни температура, ни
состав химического соединения, в которое входит радиоактивный элемент. По-
этому, выбирая радиоактивный препарат для гаммаграфической установки, учи-
тывают три основных фактора: 1) период полураспада; 2) энергию гамма-лучей
и 3) материал, предназначенный для просвечивания.
Следует также иметь в виду, что радиоактивные источники излучения не мо-
гут быть выключены, поэтому условия их хранения должны обеспечивать пол-
ную безопасность обслуживающего персонала.
Применяемые радиоактивные вещества. В качестве дешевых источников
гамма-лучей разной жесткости применяются кобальт-60, цезий-137, иридий-192,
тулий-170 и др.
Кобальт (Со60) применяется для просвечивания стали толщиной от 50
до 150 мм. Период полураспада Со00 составляет 5,3 года. При его использовании
для гаммаграфирования следует корректировать величину экспозиции по мощ-
эсти источника через интервалы в шесть месяцев.
Цезий (Cs137) наиболее пригоден для просвечивания стали толщиной от
'-0 до 65 мм. Период полураспада Cs137 составляет 33 года.
Иридий (1г182) применяется для просвечивания тонкостенных деталей
толщиной стенок до 25 мм. Период полураспада составляет 74,4 дня.
Тулий (Ти170) при просвечивании стальных образцов, толщина которых
е превышает 12 мм, позволяет получить гамма-граммы значительно более высо-
3 Зак. 223
369
кого качества, чем при применении любого другого изотопа. Для образцов тол-
щиной более 12 мм качество гамма-граммов приближается к гамма-граммам, по-
лученным при использовании Ir192. Ти170 можно использовать также для просве-
чивания алюминиевых деталей толщиной от 3 до 50 мм. Период полураспада
Ти170 составляет 129 дней.
Аппаратура, применяемая для гаммаграфирования. Для работы в цехах,
на стапелях, в лабораториях и при технической эксплуатации наиболее удобен
гамма-аппарат марки ГУП-Ир2-5-2. Источниками излучения служат изотоп ири-
дий - 192 или цезий - 137. Просвечивание ведется со штатива или без него.
Аппарат рассчитан на просвечивание стальных деталей толщиной от 12 до 60 мм
или деталей из других материалов эквивалентной толщины. Вес аппарата со шта-
тивом равен 20 кГ, без штатива —13 кГ.
Широкое распространение нашли также промышленные установки.
Меры предосторожности при работе с гамма-установками. В”примеияемых
гамма-установках обеспечивается безопасное хранение и использование радио-
активных источников излучения. Радиоактивные изотопы помещаются обычно
в металлические ампулы, которые находятся в защитных устройствах.
Транспортировка изотопов осуществляется в специальных свинцовых кон-
тейнерах, спроектированных так, чтобы интенсивность излучения на их внеш-
них поверхностях не превышала определенного безопасного уровня.
Для хранения гамма-препаратов, как правило, используются свинцовые
или чугунные контейнеры, подобные контейнерам для перевозки. Контейнеры
могут храниться как на полу, так и на стеллажах в непосещаемой части служеб-
ных помещений. При этом дополнительные защитные экраны не нужны.
При работе с радиоактивными изотопами необходим постоянный дозиметри-
ческий контроль для того, чтобы можно было оценить эффективность мероприя-
тий, предпринимаемых для защиты обслуживающего персонала от воздействия
облучения. В зависимости от рода измеряемой величины дозиметрические
приборы подразделяются на дозиметры, измеряющие мгновенное значение мощ-
ности дозы и применяющиеся при контроле па рабочих местах, и дозиметры,
измеряющие интегральную (суммарную) дозу облучения. Дозиметры второго
типа наиболее пригодны для индвидуального контроля. Каждый оператор обя-
зан носить с собой индвидуальный дозиметр.
Правила безопасности. 1. К работе с радиоактивными источниками излуче-
ния допускаются только лица, прошедшие специальную подготовку.
2. Радиоактивные источники используются, хранятся и транспортируются
так, чтобы суммарная недельная доза облучения, полученная любой частью
тела оператора, не превышала установленных норм.
3. Все площадки для работы с радиоактивными изотопами ограждаются так,
чтобы с внешней стороны ограждения интенсивность облучения не превышала
допустимых величин.
4. Все подготовительные операции выполняются при источнике излучения,
установленном в выключенное положение.
5. Во всех местах, где возможно облучение, периодически измеряется радио-
активность и вывешиваются знаки, предупреждающие о радиационной опасности.
6. Обслуживающему персоналу положено обязательно носить индивидуаль-
ные дозиметры и регистрировать дозы облучения.
7. Периодически проверяются приборы дозиметрического контроля.
8. Источники радиоактивного излучения, хранящиеся снаружи зданий или
в непосещаемых местах, помещаются в защищенные контейнеры и запираются.
3. Магнитная дефектоскопия
Физические основы магнитной дефектоскопии. Магнитный метод контроля
основан на обнаружении магнитных полей рассеяния, возникающих иад дефек-
тами в намагниченной детали. Если на пути магнитных силовых линий встреча-
ется дефект, например трещина, то в этом месте силовые линии искажаются и,
стремясь обогнуть дефект, выходят за пределы детали, образуя на ее поверхности
местное магнитное поле рассеяния. Такое искажение магнитных силовых линий
объясняется различными магнитными свойствами основного материала детали
370
и несплошности. Задачей магнитного метода контроля и является обнаружение
магнитных полей рассеяния, а следовательно, и дефектов их вызвавших.
Обычно магнитные поля рассеяния обнаруживаются с помощью специальных
суспензий. Для контроля деталь намагничивают при помощи электромагнита,
а затем покрывают ее суспензией (смесью керосина и трансформаторного масла в
соотношении 1:1с мелкодисперсным магнитным порошком) или смазывают
смесью керосина и трансформаторного масла и посыпают мелким сухим магнит-
ным порошком. В местах дефектов (трещин, волосовин, надрывов, флокенов,
шлаковых включений, расслоений и закатов), расположенных на глубине до
2 мм, на поверхности детали появляется характерное скопление порошка,
которое хорошо видно при визуальном осмотре или при помощи лупы двух-че-
тырехкратного увеличения.
Усталостные трещины обычно выявляются в виде резко очерченных плот-
ных линий осевшего магнитного порошка, расположенных, как правило, в мес-
тах концентрации напряжений: на галтелях, в местах резких переходов, в над-
резах, глубоких рисках, следах резца, у оснований зубьев, резьб, шпоночных
канавок и отверстий для зубьев, резьб, шпоночных канавок и отверстий для
смазки.
Усталостные трещины могут располагаться как по окружности детали пер-
пендикулярно к ее оси, гак и под некоторым углом к ней.
Закалочные, штамповочные, сварочные и ковочные трещины обычно выявля-
ются в виде ломаных линий с плотным осаждением магнитного порошка.
Шлифовочные трещины выявляются в виде характерной сетки или тонких
линий поперек направления шлифовки.
Волосовины обнаруживаются в виде прямых параллельных линий различной
длины, расположенных вдоль волокон группами или в одиночку. Волосовины
повторяют направление расположения волокон.
Поверхностным дефектам обычно соответствует образование порошковых
рисунков с четкими очертаниями и плотным сцеплением с поверхностью детали.
Подповерхностные дефекты вызывают менее резко очерченные рисунки, так
как сцепление порошка с поверхностью детали ослаблено.
Применяемые магнитные дефектоскопы. При технической эксплуатации на-
иболее удобен переносный магнитный дефектоскоп 77ПМД-ЗМ, смонтированный
в небольшом металлическом чемодане. Он позволяет контролировать детали авиа-
ционной техники непосредственно на стоянке.
В комплект дефектоскопа входят:
ручной электромагнит со съемными наконечниками;
соленоид с внутренним диаметром 90 мм\
гибкий кабель из провода марки БПВЛ сечением 3 мм2, длиной 4 м;
бачок для суспензии емкостью 1 л;
банка для хранения магнитного порошка емкостью 1 л;
лупа пятикратного увеличения для осмотра контролируемых участков де-
талей и узлов.
В промышленности, при ремонте и технической эксплуатации могут при-
меняться магнитные дефектоскопы ДМП-2, МД-9, МД-11, МД В, МДА-3-08,
МД-77М, УМДЭ-2500, УМД-9000, УМДЭ-Ю ООО и др.
4. Люминесцентная дефектоскопия
Люминесцентный метод дефектоскопии основан на использовании явления
флуоресценции, т. е. свечения некоторых веществ (минеральные масла, некоторые
соли и их растворы: антрацен, дефектоль, люмоген, родамин) под воздействием
невидимых ультрафиолетовых лучей. Эти вещества способны поглощать энергию
ультрафиолетовых лучей и сразу же излучать ее свечением. При прекращении
воздействия ультрафиолетовых лучей свечение пропадает. Каждое флуоресци-
рующее вещество обладает своим характерным для него цветом свечения. Так,
минеральное масло МК при ультрафиолетовом облучениидает синцвато-белое
свечение, дефектоль — желто-зеленое, люмоген — желтое и т. д.
При люминесцентной дефектоскопии контролируемую деталь при помощи
кисточки покрывают проникающей жидкостью, которая проходит во все поры,
13* 371
трещины и другие поверхностные углубления. Затем избыток жидкости удаляют
с поверхности детали и наносят какой-либо порошок, способный легко впиты-
вать, в себя эту жидкость (например, жженую магнезию). Жидкость, попавшая
в трещины, вытягивается частичками порошка, что позволяет выявить как мес-
тоположение, так и форму трещин при облучении детали светом 'ртутно-кварце-
вой, лампы. На месте трещины появляется яркая светящаяся линия, соответ-
ствущая трещине по конфигурации и протяженности.
Люминесцентный метод контроля применяется для выявления поверхностных
трещин, пор, раковин на деталях из немагнитных металлов и друтх материалов.
Этот метод эффективен при выявлении усадочных трещин в отливках, закалоч-
ных и шлифовочных трещин, трещин в сварных швах и т. п. Он также
применим при контроле деталей из магнитных сплавов, например в тех случаях,
когда невозможно намагнитить или размагнитить деталь при магнитном контроле.
Применяемая аппаратура. На ремонтных авиационных заводах и в промыш-
ленности применяются стационарные люминесцентные дефектоскопы типа ЛД-2
и ЛДА-3, имеющие габариты 600 X 1000 X 1400 и 500 X 500 X 300 мм со-
ответственно и вес до 400 кГ.
Для люминесцентных дефектоскопов рекомендуются ультрафиолетовые осве-
тители Люм-1, Ла-1, Уи-1; КП-1МЛ, лампы ПРК-2, ПРК-7, СВДШ-250-3 и све-
тофильтры УФС-1, УФС-2, УФС-3, УФС-4.
5. Цветная дефектоскопия (метод красок)
Сущность цветной дефектоскопии заключается в том, что на предваритель-
но очищенную и обезжиренную поверхность детали наносят окрашенную в ярко-
красный цвет смачивающую жидкость «К». Под воздействием капилляр-
ных сил жидкость проникает в узкие щели (шириной до 0,001 —0,005
и глубиной до 0,03—0,06 мм при температуре от +50 до —50° С) и другие по-
верхностные дефекты. Затем излишки жидкости удаляются с поверхности де-
тали ветошью, смоченной в смеси трансформаторного масла или масла МК-8
(70%) и керосина Т-1, ТС-1 или Т-2 (30%). После этого поверхность детали слег-
ка протирают сухой ветошью для удаления остатоков масляно-керосиновой сме-
си и сразу же наносят белую проявляющую краску «М», которая впитывает и
растворяет окрашенную жидкость, выходящую из полости дефекта. Проявление
дефектов начинается сразу же после нанесения белой проявляющей краски и за-
канчивается через 5—б мин. Появление четких красных линий на белом или свет-
ло-розовом фоне указывает на наличие трещин различного происхождения,
отдельных красных точек и пятен-пор и язвенной коррозии, мелкой сетки или
размытых полос — межкристаллитной коррозии.
Метод красок широко применяется для контроля деталей авиационной тех-
ники, изготовленных из магнитных и немагнитных материалов (черных и цвет-
ных сплавов и всевозможных пластмасс). Он позволяет обнаружить усталостные,
шлифовочные и закалочные трещины, открытые волосовины, растрескивание
поверхности деталей, изготовленных из жаропрочных сплавов, растрескива-
ние хромового покрытия, поры, межкристаллитную и язвенную коррозию.
Проникающую жидкость «К» н'аносят жесткой волосяной кистью, а проявля-
ющую краску «М» — мягкой волосяной кистью. Жидкость «К» и краску «М» мож-
но наносить на деталь краскораспылителем типа «0-37».
При осмотре неясно выявленных мелких дефектов применяют лупу четырех-
и семикратного увеличения, а также проводят повторный контроль. После кон-
троля белую проявляющую краску с поверхности детали удаляют разбавителем
РДВ или ацетоном.
Применяемые дефектоскопы. При технической эксплуатации и ремонте авиа-
ционной техники наиболее широко применяется переносный дефектоскоп ДМК-4,
выполненный в виде чемодана с гнездами и съемными крышками. В комплект
дефектоскопа входят:
банки с запасом проявляющей краски и проникающей жидкости с раство-
рителями и смесью масла и керосина для удаления проникающей жидкости с по-
верхности деталей в процессе контроля;
372
банки с расходной проявляющей жидкостью, масляно-керосиновой смесью
и растворителем;
пеналы с кистями;
деталь с трещинами для проверки качества красок при контроле;
малогабаритный краскораспылитель «0-37»;
лупы четырех- и семикратного увеличения;
ветошь;
медицинские перчатки;
трубка-удлинитель для кистей.
Банки для хранения проникающей жидкости и белой проявляющей краски
закрываются герметически; перед употреблением жидкость и краску тщатель-
но взбалтывают.
Габариты дефектоскопа ДМК-4 составляют 430 X 250 X 200 мм, вес
около 7 кГ.
6. Ультразвуковая дефектоскопия
Физические основы метода. Ультразвуком называются колебания
с частотой более 20 000 гц (находятся за пределами слышимости человеческого
уха). Для ультразвуковой дефектоскопии применяются ультразвуки частотой
от 10 до 100 Мгц, получаемые искусственным путем. При таких частотах длина
волны ультразвука, проходящего через металл, составляет от 0,5 до 30 мм и ста-
новится соизмеримой с размерами дефектов.
Источником ультразвуковых колебаний служат
пьезоэлектрические излучатели. Современная ультразвуковая дефектоскопия
основана на отражении ультразвуковых волн от дефектов, имеющихся в матери-
але, и улавливании отраженных волн специальными приемоусиливающими
устройствами.
Принцип работы ультразвукового дефекто-
скопа состоит в том, что при помощи лампового генератора создают электри-
ческие волны, преобразующиеся в пьезоэлементе в ультразвуковой сигнал, по-
являющийся на экране осциллографа в виде пика (начальный сигнал). Если де-
фекта нет, то импульс проходит через деталь и, отражаясь от дна детали, воз-
вращается к приемнику. На экране осциллографа возникает второй пик (донный
сигнал).
• При наличии в детали дефекта на экране появляется третий пик, ко-
торый располагается между начальным и донным сигналами. По расстоянию до
дефектного пика определяют глубину залегания дефекта.
Ультразвуковая дефектоскопия применяется для выявления главным обра-
зом внутренних пороков деталей, изготовленных из любых материалов, в которых
распространяется ультразвук. Этот метод контроля позволяет выявлять как по-
верхностные, так и внутренние трещины, надрывы, пузыри, шлаковые включения,
коррозию и т. п.
Применяемая аппаратура. При ремонте и технической эксплуатации в про-
/мышленности широкое применение получил ультразвуковой дефектоскоп
УЗДЛ-61М (УЗДЛ-61-2М), используемый для контроля деталей сложной фор-
мы. Этот дефектоскоп работает на электронных пальчиковых лампах и полу-
проводниках. В его состав входят:
звуковой прибор;
искательные головки АИГ-1, АИГ-2,, АИГ-3, возбуждающие в контролируе-
мых деталях поверхностные и нормальные волны;
шнуры подключения;
волосяная кисть;
банки для масла;
эталонные детали для настройки дефектоскопа.
Источником питания служит постоянный ток напряжением 24—27 в. Даль-
ность прозвучивания около 400 мм. Габаритные размеры составляют 115 X
X 135 X 300 мм, вес около 3 кГ.
Могут применяться также и другие ультразвуковые дефектоскопы: УЗ-92-1,
ДУК-5В, УЗД-7Н-1, импульсный УДМ-1М, УЗД-60 (ДУК-11), акустический
373
импедансный дефектоскоп ИАД-2 (позволяет обнаруживать дефекты соединений
в конструкциях из различных материалов) и вибрационный дефектоскоп ЧИКП-2
(выявляет расслоения, пористость и непроклей в неметаллических материалах
и клеевых соединениях).
7. Токовихревая дефектоскопия
Метод токовихревой дефектоскопии основан на использовании вихревых
токов. Если к поверхности металлической детали поднести катушку, по которой
протекает переменный электрический ток, то в металле наводятся вихревые токи.
Характер их распространения изменяется при наличии в металле дефектов или
неоднородностей, что фиксируется специальным прибором.
Токовихревая дефектоскопия может применяться, для контроля электро-
проводящих материалов для выявления дефектов и неоднородностей структуры:
трещин, пустот и включений; для измерения толщины покрытий, листовых ме-
таллов и труб, а также толщины непроводящих пленок, нанесенных на основ-
ной металл. Наиболее эффективен метод вихревых токов при выявлении дефек-
тов, расположенных вблизи поверхности деталей.
Применяемая аппаратура. При ремонте и технической эксплуатации авиа-
ционной техники применяются дефектоскопы ВДЛ-2М или ВДЗЛ-64, позволя-
ющие дефектировать детали в труднодоступных местах конструкций. Дефекто-
скоп работает с различными по конструкции искательными головками, которые
специально разрабатываются для различных форм проверяемой поверхности. Ин-
дикатором дефекта являются красные лампы, установленные на искательной го-
ловке и панели прибора. В приборе имеются индикаторы (зеленые лампы) пра-
вильного рабочего положения датчика. Дефектоскоп позволяет выявлять
трещины длиной от 1, мм и более. Источником питания дефектоскопа служит
постоянный ток напряжением 27 в. Габаритные размеры электронного блока
составляют 230 X 155 X ПО мм, ис-.с2,5кГ.
8. Методы свободных колебаний
Метод свободных колебаний основан па применении свободных упругих
колебаний, создаваемых путем ударного возбуждения контролируемой кон-
струкции. При изменении упругих свойств изделия, связанном с наличием де-
фекта склеивания, меняется характер собственных колебаний и, следовательно,
излучаемого звука.
Метод свободных колебаний применяется для дефектации клеевых соедине-
ний. Он является эффективным, а в ряде случаев единственным средством кон-
троля двух и многослойных конструкций с неметаллическими материалами
средних и больших толщин. Существенными его достоинствами являются также
отсутствие необходимости смачивания поверхности контролируемого изделия
и возможность контроля при доступе с одной стороны.
Применяемая аппаратура. На принципе замера свободных колебаний раз-
работаны дефектоскопы ЧИКП-2, ЧИКП-3 и ЧИКП-4. Дефектоскоп ЧИКП-2
предназначен в основном для выявления зон нарушения клеевого соединения
между неметаллическим материалом толщиной от 5 до 80 мм и металлическим
основанием. При этом минимальная площадь обнаруживаемых дефектов состав-
ляет от 2 до 8 см2 соответственно. Прибор выявляет также расслоения в самом не-
металлическом материале. Контроль дефектоскопом ЧИКП-2 производится, как
правило, со стороны неметаллического покрытия.
На рис. 10.6 показана упрощенная блок-схема дефектоскопа ЧИКП-2. Дат-
чик прибора состоит из вибратора 1, создающего периодические удары по изде-
лию, и пьезоэлектрического приемника 2, преобразующего упругие колебания
в электрические сигналы.. Эти сигналы через фильтр 3 поступают в усилитель 4.
Усиленный сигнал поступает на стрелочный индикатор 5.
Источник 6 питает обмотку вибратора и усилитель.
При наличии в изделии дефекта (расслоение, неприклей и т. п.) в спектре
звуковых импульсов появляются составляющие более высоких частот, которые,
проходя через фильтр 3, усиливаются усилителем 4 и отклоняют стрелку индика-
374
тора 5. Частотные составляющие
спектра звукового импульса, соот-
ветствующие участку с хорошим сое-
динением, практически полностью
задерживаются фильтром, поэтому
при отсутствии дефекта стрелка инди-
катора не отклоняется.
Дефектоскоп ЧИКП-2 состоит
из двух блоков. Блок № 1 содержит
усилитель, фильтр и стрелочный ин-
дикатор. Его габариты составляют
130 X 240 Х200 м, вес равен 1 кГ.
Блок № 2 соедержит источник пита-
ния. Его габариты составляют 160 X
Х230 X 220 мм, вес равен 4,5 кГ.
Прибор питается от сети переменного
тока и потребляет около 200 ва.
Рис. 10.6. Блок-схема дефектоскопа
ЧИКП-2:
/ — вибратор; 2 — приемник; 3 — фильтр;
4 — усилитель; 5 — индикатор; 6 — источник
питания
9. Вакуумный метод
Принцип действия вакуумного метода основан на замере прогиба обшивки
под колпаком, в котором создается вакуум. Если в месте приложения датчика
к контролируемой панели имеется дефект склеивания обшивки с сотовым за-
полнителем, то под действием разности давлений обшивка втягивается под кол-
пак, что фиксируется находящимся в датчике индикатором. В местах, где качест-
во склеивания хорошее, прогиб обшивки гораздо меньше, чем там, где имеется
дефект.
Вакуумный метод применяется на крупных промышленных предприяти-
ях для выявления дефектов клеевого соединения между обшивкой и заполни-
телем в сотовых панелях.
В нашей стране вакуумный метод широкого распространения не получил
вследствие ряда присущих ему недостатков — сложности и неудобства конструк-
ции, низкой производительности и т. п.
10. Контроль давлением
При контроле давлением дефекты обнаруживают по проникновению газа
или жидкости в полости дефектов или через эти полости. Наиболее простым и
распространенным способом такого контроля является создание внутри испыту-
емого (полого) объекта контроля давления, превышающего наружное. Этим спо-
собом обнаруживают проколы в камерах, шлангах, мягких баках и т. п. Прокол
обнаруживается по образованию пузырьков при погружении изделия в воду.
Для создания давления используют воду, масло, воздух и другие жидкости
и газы. При газовых испытаниях существует вероятность разрушения изде-
лия, поэтому их применяют редко.
Для некоторых гидростатических испытаний используется чистая вода или
вода, содержащая красящее вещество. Температура воды не должна быть ниже
температуры окружающего воздуха, в противном случае внешняя поверхность
изделия запотеет, что воспрепятствует выявлению дефекта. Давление при гидро-
статическом испытании повышается постепенно. Величина давления обуслов-
ливается нормами либо инструкциями. Места утечек обнаруживают по фильтра-
ции воды или газа, а их наличие выявляют по изменению давления жидкости
или газа. Нередко испытуемый объект покрывают мыльным раствором или по-
гружают в жидкость и места утечек определяют по образованию пузырьков.
В процессе эксплуатации иногда проводят гидростатические испытания ра-
ботающих под давлением сварных сосудов, трубопроводов или трубной арма-
туры, открытые концы которой могут быть заглушены. Такие сосуды подверга-
376
ют гидростатической опрессовке, причем давление при испытании превышает
рабочее в 1,5—2 раза. Испытания проводят в два этапа. Первым этапом является
воздушная опрессовка сварных сосудов. Для этого в сосуде создается опреде-
ленное давление воздуха, и места утечек обнаруживаются с помощью мыльного
раствора, наносимого на поверхность швов. На втором этапе используют
химические индикаторы. Для этого сварной шов очищают и покрывают индика-
тором, затем в высушенный сосуд вводят аммиачно-воздушную смесь. Фильтра-
ция этой смеси через сварной шов изменяет белую окраску индикатора на
ярко-розовую. Индикатор обычно состоит из смеси пяти частей 2-процентно-
го раствора фенолфталеина в спирте, двух частей дистиллированной воды,
десяти частей глицерина и порошка окиси титана в количестве, достаточном
для того, чтобы придать раствору консистенцию жидкой краски. Иногда в ка-
честве индикатора используют смесь аммиака и двуокиси серы.
11. Контроль электросопротивления
Метод контроля электросопротивления основан на пропускании тока через
контролируемую деталь и измерении сопротивления1 или падения напряжения
на контролируемом участке. Наиболее эффективен этот метод при измерении тол-
щины стенок пустотелых деталей, а также при контроле нарушений сплошности
лакокрасочных и других покрытий, нанесенных на металлическую основу.
На принципе замера электросопротивления основан, например, индикаторно-
звуковой электроконтактный лакокрасочный дефектоскоп типа ЛДК-
§ 5. ЛАБОРАТОРНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ОТКАЗОВ И НЕИСПРАВНОСТЕЙ
Для определения причины отказа или неисправности деталей и агрегатов
авиационной техники необходимо проведение всесторонних лабораторных ис-
следований.
На исследование должны направляться как неисправные, так и сопряжен-
ные с ними исправные детали. Это одинаково важно как для деталей с излома-
ми, так и для любых других деталей.
Направляемые на исследование детали и агрегаты должны быть аккуратно
упакованы. Подвижные узлы и механизмы при транспортировке не должны пе-
ремешаться и ударяться один о другой или о тару. Принимаются все меры для
полной сохранности изломов деталей. Это достигается их тщательной упаков-
кой и надежной фиксацией относительно тары. Мелкие детали с изломами
обертывают чистой мягкой ветошью, а пространство между деталями и тарой
заполняют мягкими материалами.
При транспортировке крупные детали закрепляют на ложементах с мягкой
подстилкой.
Совершенно недопустимо промывать и очищать от грязи, коррозии и смазки
детали, направляемые на лабораторные исследования. Детали и агрегаты нель-
зя разбирать. Всем, кто в какой-то степени связан с выявлением причин отказов
авиационной техники, необходимо твердо помнить, что малейшая, на первый
взгляд безобидная, небрежность с агрегатами и деталями, направляемыми на ла-
бораторные исследования, может сильно затруднить, а порой и вообще сделать
невозможным установление истинной причины отказа авиационной техники,
что в свою очередь может привести к неправильным выводам, и приня-
тые меры по предупреждению подобных отказов окажутся неэффективными.
Помимо того, что направляемые на исследование детали должны оставаться
в том состоянии, в котором они находились после отказа, к ним обязательно долж-
ны прикладываться их формуляры или паспорта. В противном случае инженер-
исследователь! будет вынужден запрашивать недостающую документацию,
иа что уйдет много времени, и определение причины отказа авиационной тех-
ники затянется.
376
Порядок лабораторных исследований отказов и неисправностей агрегатов
и деталей авиационной техники может быть различным. Например, определяют
внешнее состояние детали или агрегата в целом, взаимное расположение деталей
внутри агрегата, работоспособность агрегата (если возможно), для чего снимают
его рабочие характеристики, разбирают агрегат, дефектируют детали и обме-
ряют их; определяют механические свойства металлов деталей агрегата; прово-
дят металлографический анализ; определяют химический состав материалов;
проводят рентгеновские исследования; анализируют результаты лабораторных
исследований; дают заключение о работоспособности детали или агрегата не-
посредственно перед отказом и разрабатывают рекомендации по предупрежде-
нию причин отказов.
1. Определение внешнего состояния детали
Этот этап исследования очень важный и, несмотря на свою кажущуюся про-
стоту, требует большого внимания, терпения, глубокого знания конструкции
и всех особенностей работы исследуемой авиационной техники.
Осмотр отказавшей детали для установления внешних повреждений про-
изводится вначале невооруженным глазом. Минимальный размер дефекта, ко-
торый может быть обнаружен при визуальном контроле, зависит от характера
исследуемой поверхности, уровня яркости и контраста яркостей между деталью
и фоном. Глаз быстро утомляется и острота зрения снижается, поэтому визуаль-
ный осмотр является недостаточно точным методом исследования.
При исследовании больших поверхностей сначала используют лупу с неболь-
шим увеличением и выявляют подозрительные места, а затем с большим увели-
чением. Чтобы максимально использовать возможность лупы, ее всегда следует
держать как можно ближе к глазу, так как при этом глаз воспринимает наиболь-
шее количество лучей, а плоскость линзы располагать параллельно плоскости
исследуемого объекта.
При необходимости поврежденные места, помимо лупы, могут быть более
тщательно исследованы бинокулярными стереоскопическими микроскопами
МБС-1 или МБС-2, которые являются лучшими приборами для изучения по-
верхностей деталей.
2. Определение взаимного расположения деталей
агрегатов
Для контроля правильности сборки, а также для определения взаимного
положения внутренних деталей агрегат (узел) просвечивают рентгеновскими или
гамма-лучами. При этом очень важно правильно решить вопрос о направлении
просвечивания, так как в некоторых проекциях на снимках может получиться
такое наложение изображений внутренних деталей, что снимки нельзя будет
расшифровать.
Просвечивание гамма-лучами узлов или агрегатов в том состоянии, в кото-
ром они прибыли на исследование, часто позволяет выявить дефекты сборки и
регулировки.
3. Снятие рабочих характеристик
Если агрегат не имеет внешних разрушений, то его устанавливают на стенд
для испытаний. Результаты стендовых испытаний анализируют и сравнивают
с соответствующими техническими условиями. По результатам испытаний де-
лается заключение о техническом состоянии данного агрегата.
4. Разборка агрегата, дефектация и обмер деталей
Агрегат разбирают после определения его внешнего состояния, просвечи-
вания и определения работоспособности. Разборку детали осуществляют акку-
ратно, без загрязнений, тщательно осматривают все внутренние полости и каналы
377
и проверяют, нет ли в них каких-либо осадков, стружки, кусочков резины и т. п.
Если последние обнаружены, их аккуратно собирают для дальнейших исследо-
ваний. После разборки детали агрегата или узла внимательно осматривают н фо-
тографируют. После этого детали промывают и передают для обмеров в специаль-
ные измерительные лаборатории.
5. Определение механических характеристик материалов
После выполнения предыдущих операций деталь разрезают и начинают ис-
следовать материал, из которого она изготовлена. Вырезаются образцы для ме-
таллографических исследований, определения химического состава и механиче-
ских характеристик материала.
При испытании механических свойств материалов чаще всего определяют-
ся следующие характеристики:, прочность (при различных видах нагружения),
твердость, вязкость, упругость, жаропрочность, ползучесть и др.
Учитывая многообразие факторов, влияющих на характеристики механи-
ческих свойств материалов, и необходимость сравнения получаемых различны-
ми лабораториями их числовых значений, все испытания механических свойств
проводят по единой методике, установленной ГОСТ или обусловленной ТУ на
поставку — приемку материалов.
6. Металлографический анализ и определение химического
состава материала деталей
Металлографический анализ применяется для определения качества мате-
риала неисправных деталей и причин отказов, например при определении ха-
рактера разрушения детали.
Металлографический анализ делится на макроскопический и микроскопи-
ческий.
Макроскопический анализ проводится невооруженным гла-
зом или при увеличении до 20 раз. Макроскопический анализ позволяет выявить:
металлургические пороки (поры, флокены, раковины, закаты, волосовины
и т. п.);
величину зерна и наличие разнозернистости;
направление волокон и качество ковки материала деталей из деформируе-
мых сплавов;
наличие, расположение и глубину слоя металла, упрочненного химико-тер-
мической обработкой (цементацией, нитрированием и т. д.);
дефекты в сварных и паяных соединениях (непровар, пористость, непропай,
несплавление присадочного и основного материала).
Микроскопический анализ проводится при помощи микро-
скопов с увеличением до 2000 раз.
Микроскопическим анализом можно выявить:
загрязненность металла (сплава) неметаллическими включениями (сульфи-
дами и оксидами);
микроструктуру металла (сплава) и расположение структурных составляю-
щих — фазовый и структурный составы сплава;
глубину слоя и микроструктуру химически и термически обработанных де-
талей (азотированных, цементированных и цианированных);
микроструктуру сварных и паяных швов;
глубину слоя обезуглероживания;
микропороки, нарушающие сплошность металла (микротрещины, микро-
поры и т. п.);
характер и глубину коррозионных поражений;
толщину поверхностных металлических покрытий;
величину зерна материала детали.
Знание микроструктуры позволяет определить качество термообработки,
объяснить причину различия или неудовлетворительности механических свойств,
378
выявить внутренние пороки в материале детали, установить характер разруше-
ния некоторых деталей и т. Д.
Для проведения металлографического анализа изготовляются специальные
шлифы. Место вырезки, формы и размеры образцов, предназначенных для
металлографического анализа, определяются исходя из поставленной задачи
исследования, формы детали и характера возможных дефектов.
Образцы вырезаются в холодном состоянии при обильном охлаждении без
деформации слоев, прилегающих к плоскости шлифа. После вырезки образцов
их подготавливают к исследованию согласно принятым правилам. Подготовлен-
ные шлифы травятся в специальных реактивах для проявления направления во-
локон или кристаллической структуры металла. Полностью подготовленные
шлифы подвергаются исследованию.
Определение химического состава материала детали производится в зависи-
мости от конкретных условий одним из ранее изложенных методов.
7. Анализ результатов исследования
После проведения всех перечисленных выше исследований, а при необхо-
димости еще целого ряда специальных исследований инженер, который опреде-
ляет причины отказа данной детали, узла или агрегата, сосредоточивает в своих
руках все результаты, на основании которых в дальнейшем и делаются выводы
о причинах отказа авиационной техники.
Известно, что правильность заключения о причинах появления отказа или
дефекта деталей авиационной техники целиком зависит от объема н качества ис-
следования, от научно-технического уровня его выполнения, а также от того, на-
сколько отдельные выводы подтверждаются результатами объективных инстру-
ментальных методов исследований. При необходимости инженер, проводящий
исследование данной детали, проверяет расчеты на ее прочность, даже если та-
кие расчеты проводились при проектировании. Практика исследований причин
отказов деталей (агрегатов) показывает, что случаи неправильного расчета иа
прочность при проектировании не исключены.
При анализе результатов исследований материалы располагаются таким
образом, чтобы результаты очередного исследования дополняли и помогали рас-
крыть и лучше осмыслить результаты предыдущего исследования. Так, напри-
мер, если деталь имеет усталостный излом, то усталостный характер разрушения,
определенный по присущим признакам, должен быть подтвержден также и ме-
таллографическим исследованием. Такое уточнение и подтверждение одних ре-
зультатов исследования другими дает инженеру-исследователю полную уверен-
ность в достоверности сделанных выводов. Инженер-исследователь, имея в своем
распоряжении все материалы исследования и опираясь на них, должен правиль-
но сделать выводы и заключение.
Тщательный и всесторонний анализ всех материалов исследования дает воз-
можность сделать научно обоснованное заключение о работоспособности дета-
лей и агрегатов, присланных на исследование, или о причине возникновения от-
казов и неисправностей.
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
Авиагоризонт 239
Автомат времени для запуска ГТД
233
— защиты сети 227, 228, 238
— сигнализации критических режи-
мов 241—242
— устойчивости 243—244
Автопилот 242—243
Аквапланирование (гидроглисси-
рование) 26
Акселерометр 240
Амортизатор шасси 277
Анализ капельный 363
— макроскопический 378
— металлографический 363, 378
— микроскопический 378
— спектральный 362
— термический 363
Аппаратура коммутационная 237—
238
Атмосфера 12
— техническая 5
— физическая 5
Багаж 71, 72 (табл. 1.13)
База 261
Бак топливный 80 (табл. 1.16), 184—
185, 277
Бар 5
Барограмма 44—45
Батарея аккумуляторная 229—231
Болт 121—122
Болтанка 29—30 (табл. 1.10)
Бочкообразность детали 283
Вал главного редуктора 109
— несущего винта 108
Вертолет Ми-6 76—78
Вес вертолета 75
— взлетный 16, ПО
— посадочный 110
— двигателя удельный 219
— силовой установки относитель-
ный 220
— топливной системы относитель-
ный 220
Ветер, влияние на длину разбега 18
Взаимозаменяемость 126—127
Вздыбливание передней ноги шас-
си 23
Взлет 19, 24—28, 43
380
Взлетно-посадочная полоса (ВПП)
17 (табл. 1.7), 43, 10 9
Вибропрочность конструкции 96
Вираж 54
Влажность воздуха 8, 218—219
Воздухозаборник 201 (рис. 5.7)
Волна звуковая 9
Восстановление изделия, среднее
время 118
Время буксировки самолета 157
— заправки топливом 151 —152
— — сжатыми газами 154
Втулка несущего винта 108
Выключатель коррекции 239—240
Выносливость конструкции стати-
ческая 102
Высота, набор 44—45
— окончания взлета стандартная 19
Высота полета вертолета 76—77
— — самолета оптимальная 52
— — — по маршруту безопасная 46
— — — энергетическая 46
— расположения аэродрома 19
Вязкость воздуха 7
Галтель круговая 123
— обтекаемая 123
Гамма графирование 369—370
Гарантия 112
Гаситель колебаний 277
Генератор переменного тока 228'—229
— постоянного тока 226—228
— — — эксплуатация 227—228
Гидроглиссирование см. акваплани-
рование
Гидронасос, неисправности, причи-
ны, и способы их устранения 175
(табл. 4.14)— 176
— типа НП 174 (табл. 4.13) — 175
----- 435Ф 173—174 (табл. 4.12)
Гидроусилители БУ-45А, БУ-49,
БУ-51МС 1.77—179
Гидроусилитель, допустимая негер-
метичность 277
Гипербола базы 261
Гирополукомпас 239—240
График сетевой 143—149
Громкость шумящих тел и устройств
12 (табл. 1.5)
Груз, вес 71
— пришвартовывание 79
— размещение на вертолете 79
• — — на Як-40 72 (табл. 1.14)
Грузоподъемность подшипников ста-
тическая 313 (табл. 8.7)
Грунт, прочность 24
Давление 5
— атмосферное 5
— • колес ног шасси на грунт 23
— манометрическое 5
— окружающего воздуха 17
— в пневматиках 23
Дальность полета 48—54
Двигатель газотурбинный (ГТД)
195—215
— двухконтурный турбореактивный
(ДТРД) 196-198
— — — турбовинтовой 197
— — — турбовентиляторный 197
— — — схема 198 (рис. 5.4), 199
(рис. 5.5)
— удельный расход топлива 205—
206
— турбовинтовой (ТВД) 195—204
— турбореактивный (ТРД) 195—202
— турбореактивный с форсажной
камерой (ТРДФ) 214—215
Девиация тяги двигателя 40
Демпфер колебаний 243—244
— тангажа 243—244
Дефект 113
Дефектоскопия, вакуумный метод 375
— давлением 375—376
— люминисцентная 371—372
— магнитная 370—371
— методом свободных колебаний
374—375
— токовихревая 374
— ультразвуковая 373—374
— цветная (метод красок) 372—373
Дефекты камер 171
— покрышек 171
Диапазон скоростей полета 63
— устойчивой работы камер сгора-
ния 63—64
— центровки вертолета 80
Дибутилфталат 302
Дистанция взлетная 19
— — вертолета НО
— посадочная 34
— — вертолета ПО
— прерванйого (продолженного)
взлета 28
— критическая при взлете 25—26
Дифракция волн 9
Длина пробега вертолета 109
— разбега 16, 19
— — вертолета 109
— — критическая 28
— — с учетом влияния уклона ВПП
22
Документация эксплуатационно-тех-
ническая 271
Долговечность 112
Допуск 128
— на болтовые соединения 162
— графическое обозначение 128—
129
— единица 130
— на заклепочные соединения 162
— обозначение на чертежах 131
— производственный 134
— ремонтный 134
— на стыки обшивки 162—163
Единицы измерения давления, соот-
ношение 6 (табл. 1.1)
Емкость аккумулятора при разряде
на основном длительном режиме229
— — бортового свинцово-кислот-
ного 230—231
— котла маслозаправщика 349
(табл. 9.3)
— топливозаправщика 346
Жесткость конструкции самолета,
нормы 96—97
— отдельных частей самолета 96
Живучесть авиационной техники
114—115
Жидкость «К» проникающая 372—
373
Забоина 298
Заброс оборотов 65—66
— температуры газов 65—66
Зависание оборотов ТРД 64
— — «горячее» 64
— — «холодное» 64
Загрузка вертолета на режиме ви-
сения 79
— самолета 71
— — коммерческая, вес 71
Заделка трещин жгутом 297
— — замазкой 297
Задир 298
Зазор 129—230
— между колодкой и рубашкой в
местах люков колес 169 (табл. 4.9)
Заклепка из алюминиевых сплавов
292
— деформация стержня 289
— диаметр и высота замыкающей
головки 289
— допуск на высоту замыкающей
головки 289 (табл. 8.3)
— замена 289
— материал 289
— — и маркировка 291 (табл. 8.4)
381
— нагрузка на нее 290
— неплотное прилегание закладкой
головки 292
— образование головки 292
— обшивки 161
— повышение коррозионной стой-
кости 293
— подтяжки 291
— прочность на срез 292
— равнопрочные диаметры 292
— для соединения элементов из маг-
ниевых сплавов 293
— из сплава Д19, АМг, АМг5,
АМц 293
— из углеродистых, легированных
и нержавеющих сталей и титана
293
— штырьковая 293—294
Закрылки, несимметричный выпуск
42 (рис. 1.17; 1.18)
Замазка эпоксидная 297
Запас прочности 135
Заправка самолетов централизо-
ванная 349—351
— топливом вертолета Ми-6, ва-
рианты 80—81 (табл. 1.17)
Запуск ГТД 67—69, 216—217, 221 —
222, 280
— — в полете 67—69, 217
— — предельная высота 68
— — этапы 217
Звук 8
— отражение 10
— поглощение 10
Золотник крана 277
Зона спутная 43—44
Излом усталостный 109
Измерение толщины покрытий 360—
361
— шероховатости поверхности
365—366
Измеритель скорости и угла сноса
(ДИСС) 267 (рис. 7.13) —268
— — — — основные характери-
стики 268 (табл. 7.18)
Инфразвук 9
Иридий 369
Испытания самолетов динамические
99
— •— на прочность и жесткость
98—99
— — на эксплуатационную надеж-
ность 99
— сверхзвукового самолета 99
Кабина герметическая 104—105,
188—194
Канал курса метрового диапазона
252
— маркерный 254
Карта прочности 161
Категория вертолета 109
Качество аэродинамическое верто-
лета Ми-4 83 (табл. 1.19)
— — самолета 47—48
— самолета взлетное 20, 21
Клапан обратный 362
Классификация дефектов сварных
соединений 357
— отказов 114
— самолетов 158 (табл. 4.4)
Класс самолета 94
Классы точности 130
Клеймение деталей химическое 303—
304
Клей В К-9 301—302
— жизнеспособность 299—300
— теплостойкий 302
— эпоксидный универсальный 299
— — состав 301
Кобальт 369
Колебания конструкции самолета 96
Колеса 165—171
— зарядка пневматика сжатым воз-
духом 168
— монтаж и демонтаж 165, 167
— неисправности 170—171
— нетормозные 165
— с пневматикой
166 (табл. 4.7)
— — круглого
(табл. 4.5)
— — широкого
(табл. 4.6)
— снаряжение
— технические
высокого профиля
профиля 166
профиля 166
пневматикой 167
характеристики
4.5—4.8)
ось 168
дистанционный
139—140
165—166 (табл.
— тормозные 165
— установка тормоза на
— эксплуатация 169—170
Компас магнитный
ДГМК 244
-------ГИК 244
Конструкция монолитная
— самолета 96
Коробка пусковая 232
Корпус главного редуктора 108
Коррозия виды 159—160
— внешние признаки 159
— защита от нее 160
— магниевых сплавов 161
— меры борьбы в зимнее время 162
— удаление ее продуктов 160, 161
— химическая 159
— электрохимическая 159
Костюм противоперегрузочный 100
Коэффициент асимметрии цикла 93
— весовой отдачи 15
— восстановления ресурса 134
— готовности изделия 119
— динамической вязкости воздуха 7
382
— звукоизоляции 10, И (табл. 1.4)
— звукопоглощения 10, 11
(табл. 1.3)
— кинематической вязкости воз-
духа 8
— концентрации напряжений 123—
125
— — — эффективный 123—125
— линейного расширения относи-
тельный 299
— напряженности 97
— относительного веса агрегата 15
— пересчета длины разбега 21—22,
34—35
— — общий 23
— подъемной силы при горизон-
тальном полете 48
— полезного действия ГТД 219
— сжимаемости кислорода 155
(табл. 4.2)
— статического момента 14
— технического использования из-
делия 119—120
— трения качения 18 (табл. 1.9)
— — приведенный 20
— — подшипников 304
— эксплуатационной взаимозаме-
няемости 127
— — перегрузка 94—96
Кран топливный электромагнитный
233
Крен 28—29
Кренение самопроизвольное 56
Критерии двигателя суммарные 220
— — частные 219—220
— надежности авиатехники 116—119
Лаборатория для статических испы-
таний .98
Лампа белого света 235
— сигнальная 235
Летчик, физиологические возмож-
ности 100
Лонжерон, работающий на круче-
ние 278
Лопасти несущего йинта 108
Лопатка компрессора, допуски
качки 278—279
— турбины, забоины на кромках 278
— — зачистка 278
— — клеймение 278
— — люфты 278
— — подбор по весу 278
— — полная замена 278
— — проверка торцов 278
Люфт шарнирного соединения 361
Манжета шасси 276
Манометр 241
Марка стали по твердости 364
(табл. 10.2)
Масло АМГ-10 181
— — заправка в гидросистему
181—182
— — проверка чистоты 182
Маслозаправщик 348—349 (табл. 9.3)
Материал для ремонта, выбор 134—
136
— конструкционный, потеря проч-
ности 59
— ремонтный 276
Материалы авиационные, механи-
ческие свойства и характеристи-
ки 329 — 330 (табл. 8.14) — 331
(табл. 8.15) — 333 (табл. 8.14) —
331 (табл. 8.15) — 333 (табл. 8.16)—
334 (табл. 8.17) — 335 (табл. 8.18) —
336 (табл. 8.19)—343
Мезопауза 12—13
Мезосфера 12—13
Местонахождение самолета 261
Металл деформированный, влияние
нагрева 137
Металлизация 236—237
Механизация крыла самолета 17, 158
Момент разворачивающий 27
Нагрев аэродинамический 58, 59, 96
Нагружение скрепленных деталей 141
Нагрузка аккустическая самолета
в полете 91—92
— — физическая природа 91
— коммерческая вертолета 81
— периодически переменная 101
— циклическая 92—93, 101
Нагрузки на агрегаты и части само-
лета 84—85
— на крепление двигателей 88—89
— на крыло в полете 86
— — изгиб 87
----- кручение 87
— — срез крыла 86
— — за цикл стоянка—полет—
стоянка 84—85 (рис. 2.1)
— на лопатках турбин 84
— — •— наибольшие 84
— многократно повторяющиеся 84
— резко изменяющиеся 84
— при стоянке вертолета 109
— в узлах крепления двигателя 85
— на фюзеляж 85
— на шасси 89—91
— — в момент посадки 90 (рис. 2.7)
— — при посадке со сносом 91
(рис. 2.7)
— — при пробеге и ударе о кочку
(льдину) 90 (рис. 2.7)
— — при развороте самолета на
земле 91
— — при стоянке самолета 89—90
— — при торможении колес глав-
ных йог шасси 90 (рис. 2.7)
383
Надежность 113
— анализ 119
— влияние конструктивных факто-
ров 112
— — производственных факторов
113
— — эксплуатационных факторов
113
— действия связи 270
— критерии 116—119
— мероприятия по ее повышению
120
— объекты 270
— оценка 119
— поддерживание в авиационных
парках 119—120
— — в процессе эксплуатации 115
— работы РНУ 249
Наклеп 138
Наполнитель 295
Напряжение в вырезах фюзеляжа 85
— от затяжки в резьбовых соеди-
нениях 120—121
— изгиба 121
— от коррозии 85
— кручения 121 —122
— остаточное 138
— в соединениях деталей
Наработка, виды 112
— гарантийная 112
— на отказ 113
— средняя до отказа 117,
Натяг 129
— наибольший 130
— наименьший 130
Недогрузка детали 103
Неисправность ИЗ
— анализ 115
— исследование лабораторное
376—379
— прогнозирование 115—116
— — методы сравнений 116
— на узлах шасси 105
Нормы’ летной годности 97—98
— — — вертолетов 109—ПО
— на параметры курсового и глис-
садного радиоприемников 252
(табл. 7.3)
— — маркерного радиомаяка 252
(табл. 7.2)
— — радиомаяков 251 (табл. 7.1)
— — расхода кислорода 156
(табл. 4.3)
— — — жидкого 156
Нумерация событий 144
Обдувка дробью 138
Обкатка поверхности детали 138
Обмер микроскопический деталей
и трущихся сочленений 361—362
— сочленяемых деталей 360
Оборудование кислородное 247
— — монтаж трубопроводов 247
— — система подпитки силовых
установок 247
Обшивка герметическая 161
— с единичными трещинами 277
Овальность детали 283
Огни габаритные 235
— кодовые 235
— сигнальные верхние 235
— строевые 235
Ограничение по аэродинамическому
нагреву 62
— по вибрации 61—62
— дозвуковых скоростей 61
— по предельной скорости 61
— но предельному числу М61
— по приборной скорости 61
— прочности по конструкции 60—61
— режимов работы ГТД 62—63
— по управляемости 62
— по устойчивости 62
— по физиологическим особенно-
стям членов экипажа 61
Озон, влияние на человека 57—58
— защита людей 58
— — от усталости 58
— усталость 57
Оперение, дефекты 105
Опробование ГТД 222—225
Остановка объекта техническая 270
Остекление кабин самолетов 191 — 192
Отвердитель 295—296
Отверстие под заклепку 292
— чистовое и черновое, разверты-
вание 276
Отверстия и болты неподвижных
соединений, допускаемая эллипс-
ность и овальность 276 (табл. 8.1)
Отказ 113
— авиатехники в воздухе 119
— анализ причин 115, 119—120
— внезапный 114
— двигателя при взлете 25—27
— из-за износа 114
— интенсивность 117
— исследование лабораторное 376—
379
— классификация 114
— наработка на него 118
— параметр потока 118
— приработочный 114
— прогнозирование 115—116
— — методом сравнений 116
— среднее число 117—118
Отклонение предельное верхнее 128
— — нижнее 128
Параметры ГТД, влияние атмосфер-
ных условий на их изменение
217—219
384
— — приведенная тяга 218
— — — температура газа 218
— — — частота вращения 218
— — приведенные 218
— — приведенный весовой расход
воздуха 218
— — — удельный расход топлива
218
— — — часовой расход топлива 218
------формулы приведения 218
— радионавигационных устройств
тактические 249
— — — технические 249
Парашют тормозной 38—40
— — выпуск 38
— • — применение при ветре 39
— — сброс 38
-удаление битума 39—40
Пассажир, размещение на Як-40
72 (табл. 1.14)
— стандартный вес 71
Паста казеиновая 303
— Селисского 303
Перегрузка 29, 60—63, 85, 99, 100—
, 103
— боковая 60
> — при болтанке 29
— величина и повторяемость 85
(рис. 2.2)
— металла 102—103
— направление действия 100
— нормальная 60
— продольная 60
— в произвольной точке самолета
101
— разрушающая 60
\ — самолета маневренная 99—101
— связь с невесомостью 100—101
— случайная непродолжительная 103
। • Перенапряжение материала 138
) Пламя форсажное 65
Планер самолета 157—163
— — выявление неисправностей 159
— — состояние конструкции 158
— — — поверхности 158
— — уход и контроль 159—161
Планирование, вертикальная ско-
рость 33 '
— вертолета с боковым ветром 83
— дальность 33
— — без тяги двигателя 33
> — работы технической эксплуатации
143—167
— — виды 143
I — — сетевые модели 143—149
• I План налета самолетного парка 150
А' Пластификатор 295
Пленка лаковая 160
Плотность воздуха 6
— — весовая 7
— — относительная 7
Площадь относительная оперения 14
— — рулей 14
— — элеронов 14
Плунжер топливного насоса 280
Поверхность аэродинамическая 274
— — три класса 274
Погрузка внегабаритных грузов на
вертолете 81—82
Подготовка к рулению 15—16
Подшипники качения 304—312
— — дефекты 305—306 (табл. 8.6)
— — классы точности 312
— — контроль работоспособности
309—310
— — монтаж 310—311
— — проверка и смазка 310
— скольжения, ремонт 311—312
Покрытие защитное 162
— лакокрасочное 160
— эмалевое 279—280
Полет в болтанку 29—30
— горизонтальный 46—48
— — классификация по высотам 46
— кратковременный 60
Помехоустойчивость РНУ 249
Помпаж 66—67, 211—212 (рис. 5.17)
'“’Посадка 31—33, 37—38, 43, 79—
80, 128—131
— деталей (характер их соедине-
ния) 129
— — допуск 130
— —с зазором 128
— — с натягом 128
— — переходная 129
— изображение на чертеже 131
— людей в вертолет на режиме ви-
сения 79—80
— самолета, аэродинамическое ка-
чество 32
— — жесткая 32
— — заход 32
— — мягкая 32
— — наведение 32
— — наклон траектории планиро-
вания 32
— — подготовка 31—32
— — с убранной одной основной
ногой шасси 38
— — — передней ногой шасси 37—
38
— — уход на второй круг 32
— — на фюзеляж 38
Поток сверхзвуковой, ударное тор-
можение 58
— силовой в работающих деталях
284
Потолок самолета 45—46
— — динамический 45
— — практический 45
— — статический 45
-------- дозвуковой 45
385
— — — сверхзвуковой 45
— — теоретический 45
Правка деталей 285—288
Предел выносливости 101
— — сталей и цветных металлов 102
(табл. 2.1)
— — условный 102
Предохранитель 238
— инерционно-плавкий 238
— стеклянно-плавкий 238
— тугоплавкий 238
Предпосылка к летным происшест-
виям 119
Преобразователь электрической энер-
гии 231—232
Приборы гироскопические 239—240
Приемистость ГТД 64, 215—216
— — время 215—216
Приклеивание наделок 300—301
Приработка деталей, влияние смаз-
ки и ее вязкости 281—282
— — применение высокопласти-
ческого металла 282
Пробег самолета 34—36
— — влияние угла атаки 36
— — длина 34
— • — зависимость длины от ветра
35
— — — от коэффициента трения
колес 35—36
— — — от реверса тяги 36
Проверка работоспособности ГТД
221—225
— — агрегатов, механизмов и си-
стем на неработающем ГТД 221
— — — при опробовании ГТД
221—225
Продолжительность горизонтально-
го полета вертолета 77
— полета, влияние аэродинами-
ческого качества самолета 53
— — —• отказа двигателя 53—54
— — — скорости и высоты 52
— — — температуры наружного
воздуха 53
— — — удельного веса топлива 53
— — самолета дозвукового 51
--------с ТРД 51
Прожектор сигнальный ручной 235
Профиль полета 52
Проходимость самолета 20
Процесс усталостный 103
Прочность конструкции самолета,
нормы 94—96
— материалов, характеристики 136
Пружины клапанов 277
Путь 144
— критический 144
Работа 119, 143—146
— безотказная, вероятность 119
— сроки начала и окончания позд-
7 ние 146
— — — — ранние 145
Работоспособность техники 114
Равнопрочность деталей конструк-
ции 136
Радиодальномер 259—262
— ДМЕ, основные характеристи-
ки 260 (табл. 7.9)
— импульсный с ответчиком 259—
260
— частотный 259—261 (табл. 7.10)
Радиокомпас автоматический 254
(табл. 7.4) — 255 (рис. 7.3)
Радиомаяк всенаправленный 252—
259
— — импульсный 258 (табл. 7.7)
— — фазовый 259 (табл. 7.8)
—' глиссадный с опорным нулем 253
— — равносигнальный 253
— курсовой с опорным напряже-
нием 252—253
— — — нулем 252—253
— — равноснгнальный 252
Радиопеленгатор 256—257 (рис. 7.5)
— автоматический 256 (табл. 7.6)
Радиостанция приводная 255
(рис. 7.4) — 256
— — зона действия 256 (табл. 7.5)
Радиус действия тактический 49
Разбег самолета в зависимости от
температуры воздуха и полетного
веса 17 (табл. 1.8)
Размер детали действительный 128
— — поминальный 128
— — предельный 128
— отклонение от него 128
Размеры длин и диаметров авиаде-
талей 282 (табл. 8.2)
— ремонтные 276
Размещение грузов в вертолете 81
— людей в вертолете 80
Разрешение на эксплуатацию авиа-
ционной техники 97—98
Разрушение узлов управления 105—
106
— от усталости 101
— элементов крыла 104
Рама двигателя вертолета, нагрузка
109
Распределитель пусковой топливный
ПТР 233
Расходомер электрический 241
Расход топлива километровый 49—
50, 79
— — причины уменьшения 52
— — удельный 50, ,219
— — часовой 49
Расходы эксплуатационные 220—221
Расчет времени заправки самолета
маслом 152—153
386
— — — — топливом 151
— — — топливозаправщика 151
— запаса кислорода 154—156
— — — газообразного 154—156
— — — жидкого 156
— количества повторных рейсов 151
— на посадку вертолета 83
— располагаемой емкости средств
заправки 151
— потребного количества баллонов
153, 156
— — — воздухозаправщиков 153
-------компрессорных станций 154
— — — маслозаправщиков 153
— — — топлива 150—151
— — — электрических средств
156—157
Реакция обратная по крену самоле-
та со стреловидным крылом 57
Реверс тяги двигателя 40
Регулятор напряжения 226—228
— — вибрационный 226—227
— — реостатный 226—227
— ограничитель перегрузок 244
— — углов атаки 244
— — усилий в системе управления
244
Режим максимальной скорости 46
— минимальной скорости 46—47
— полета оптимальный 63
— срыва 47
— тряски 47
Режимы, приработки деталей ра-
циональные 281
— работы ГТД 215—217
— разгона ротора 215
— резания и их влияние на предел
усталости при изгибе 138
(табл. 3.4)
— торможения или сброса оборо-
тов 215
Резерв времени 146—147
— — полный 146—147
— —• свободный 147
Резервирование 114
Резонанс акустический 10 ,
Резьба, пригорание 121
Рекристаллизация 137—138
Реле дифференциально-минималь-
ное 227
Ремонтопригодность 112
Ремонт конструкций пайкой 329
— — сваркой 312—329
— тонкостенных деталей горячего
тракта 280
— трущихся поверхностей тормоз-
ных устройств 301
Рентгенография 367—369
Ресурс двигателя 220
— межремонтный агрегатов и час-
тей самолетов и вертолетов 126
(табл. 3.1)
Ресурс самолета 111 —112, 150
— — межремонтный 111
— — назначенный 111
— — до первого капитального ре-
монта 112
— — потребный 150
— — располагаемый 150
РУД, холостой ход 64
Руление самолета 16
Рыскание 28—29
Самовыключение двигателя в поле-
те 66—57
— пассажирский 57
— сверхзвуковой 57
— Як-40 72
Сваливание на крыло 29
СДУ (система директорного управ-
ления) 36—37 (табл. 1.11)
Сеть электрическая 235—236
Сжимаемость воздуха 8
Сигнализатор давления электри-
ческий 241
— обледенения 194
— пожаротушения 234—235
Система автоматизированного конт-
роля (САК) исправности авиа-
техники 352—355
— автоматического регулирования
управления стабилизатором 233
— — бортовая 244
— «Дэйтико» 355
— «Хоннуел» 355 (табл. 10.1)
— воздушная 183—184 ‘
Система всепогодной посадки 249—252
— гидравлическая 181 —184
— — заправка 180—183
— — неисправности 173
(табл. 4.11)
— — основные агрегаты 173—180
— — состав 171, 173
— — технические характеристики
172 (табл. 4.10)
— — тормозная, удаление из нее
воздуха 182—183
— воздушных сигналов 246
— зажигания 232—233
— — высоковольтная 233
— — низковольтная 233
— инерциальная навигационная 245
— командно-пилотажно-навига-
ционная 245—246
— курсовая КС 245
---КСИ 245
— навигационная цифровая 246
— противообледенительная 192—194
— разностно-дальномерная им-
пульсная 260—262
387
— — — основные характеристики
262 (табл. 7.11)
— — фазовая 260—262
— — — основные характеристики
262 (табл. 7.12)
— регистрации режима полета 241 —
242
— топливная, контроль системы
дренажирования 185
— — — состояния топливных баков
185
— — — — насосов 185
— — неисправности 184
— — — клапанов 184
— — — насосов 184
— — — топливных баков 194
— — —трубопроводов 184
— — — фильтров 184
— — особенности эксплуатации
в условиях низких температур
187—188
— — проверка герметичности
184—185
— — — отстоя топлива 184
— — причины нарушения герме-
тичности 185
— тормозная 42
— — аварийная 42—43
— — отказ 42
— управления устройствами воз-
духозаборников 233
— централи скорости и высоты 246
Скафандр 58—59
Склеивание и герметизация деталей
при ремонте 298—300
— небольших деталей 300
— сталей 300
Скольжение, предупреждение 29
Скорость вертолета безопасная ПО
— — крейсерская 73—74
— — максимальная 74
— — — по мощности двигателей 74
— — — по срыву потока 74
— — минимальная 73
— — наивыгоднейшая 73
— взлета и посадки максимальная
в зависимости от давления в пнев-
матиках 167 (табл. 4.8)
— горизонтального полета мини-
мальная 47
— — — потребная 47
— звука 9—10
— — на разных высотах 9 (табл. 1.2)
— критическая при взлёте 25—26
— наивыгоднейшая 51
— отрыва 20
— планирования 33
— — вертикальная при снижении 33
— подъема 44
— полета критическая 11
— посадочная 34
— предельная 61
— разбега критическая 28
— руления минимальная 16
— срыва 47
— тряски 47
— эволютивная 61
Смола эпоксидная 295
Событие 144, 146
Соединение болтовое 106, 294—295
— — размер и расчет 294—295
— — расчет на растяжение 294—295
— — — на срез 294
— заклепочное 289—294
— — диаметр отверстия 290
— — размеры и расчет 290—291
— — шаг 290
— клеевое 299
— — устойчивость 299
— резьбовое 120—122
Сопротивление балластное 227, 228
— двигательной установки аэро-
динамическое 219—220
— отрыву 136
— переходное 236—237
Состояние исправное 114
Сохранность 112
Спираль 54—55
Сплав магниевый 288
— — предохранение от коррозии 288
— термический стойкий 59
Способность разрешающая РНУ 249
—' — по дальности 249
— — по углу 249
— РНУ пропускная 249
Средства радиосвязи 268—270
— — основные характеристики
УКВ Радиостанций 270 (табл. 7.20)
— электрообогревательные 234
Сталь 137 (табл. 3.3)
Станции насосные НП-27 и НП-27Т
176—177
— — неисправности, причины и спо-
собы их устранения 177 (табл. 4.16)
— — технические данные 176
(табл. 4.15)
Станция радиолокационная борто-
вая 263, 267 (табл. 7.17)
— — наземная 263
— — — обзорно-диспетчерская
263—264 (табл. 7.14)—265
— — — обзорная 263 — 264
(табл. 7.13)
— — — посадочная 263, 265—266
(табл. 7.15)
— — с ответчиком 265—266
(табл. 7.16)
Створки, темп раскрытия 65
Стекло органическое авиационное
191
— силикатное (неорганическое) 191
— — защита 191
388
— триплекс 191
Стоимость ремонта средняя 133—134
— — удельная 134
— техобслуживания средняя 133
— — удельная 133
Стойка амортизационная 105
— — давление повышенное 105
— — — пониженное 105
Стратопауза 12—13
Страпосфера 12—13
Струя спутная 43—44
— — интенсивность вихревой зо-
ны 43
— — поле вертикальных скоростей
43—44
Тахометр 241
Тело колеблющееся 9
Температура воздуха 5—6, 12, 17
— дна пограничного слоя 59
— в кабине самолета 58
— ограничения 219
— торможения 62 (табл. 1.12)
— в тропосфере 13
Тень звуковая 10
Термометр сопротивления 240
— термоэлектрический 240
— электрический 240—241
Термостойкость материала 140
Термосфера 12—13
Техника безопасности при работе
с эпоксипластами 302—303
Технологичность эксплуатационная
131 — 132
— — взаимозаменяемость агрега-
тов 132
— — легкосъемность агрегатов, уз-
лов и деталей 132
— — удобство доступа к объекту
обслуживания 132
— — унификация систем, узлов,
агрегатов и крепежных деталей 132
Техническое обслуживание авиа-
ционной техники 272—274
— — демонтажно-монтажные опе-
рации 274
— — оперативные виды 273
---периодические формы 273
— — повышение работоспособности
изделий 274
— — послеполетное 273
— — предполетное 273
— — при кратковременной стоянке
273
Толщина профиля относителная 14
Топливо, влияние характеристик на
работу системы 186—187
— коррозионные свойства 186
— коррозия электрохимическая 186
— огнеопасность 187
— температура вспышки и само-
воспламенения 187 (табл. 4.21)
Топливозаправщик 344 — 345
(табл. 9.1) — 346
— противопожарное оборудование
346—347
— расходомеры 348
Топливомер 241
— электроемкостный 246—247
Тор 5
Торможение, аварийные средства 36
— оптимальное 41
— самолета с помощью колес 40—41
Точка критическая для вертолета 109
— старта для вертолета 109
Точность определения навига-
ционного элемента 249
Траектория взлета вертолета 109
— посадки вертолета 110
Транспортирование грузов на внеш-
ней подвеске 82
— — смешанное вертолетом 82
(табл. 1.18)
Трансформатор стабилизирующий
227
Трение колес шасси о ВПП 18
Трещина, зарождение на поверх-
ности детали ЮЗ
— в сварных соединениях 106
— скорость развития 103
— на трубопроводе вибрационная 108
Тропопауза 12—13
Тропосфера 12—13
Трос управления, большая вытяжка
163
— — дефекты 163
— — коррозия 163
— — перетирание нитей и нагар-
товка 163
— — пригодность к дальнейшей
эксплуатации 163
— — увеличение зазора между ро-
ликами и ограничительными ва-
ликами 163
— — установка нового 163, 165
Труба жаровая, вырезка мест про-
боин 279
— — заделка вырезов с помощью
накладок 279
— — правка 279
— — рихтовка сварных швов 279
— — устранение трещин 279
Трубопровод 106—108
Трудозатраты на подготовку авиа-
техники к полетам 120
Трудоемкость ремонтов удельная 133
— технического обслуживания 133
— — — удельная 133
Тулий'369—370
Турбулентность по высотам 29
— характеристика 29
389
Тяга двигателя 17, 48
— • — потребная 48
— — располагаемая 48
--------ЖРД 40
— — — ракетного 48
— — твердого топлива 48
Угол атаки 17
— набора высоты 44
Удаление поврежденных участков
конструкции 284—285
Удлинение крыла 14
•— тепловое свободное 141
— фюзеляжа 15
Указатель поворота электрический
239—240
Ультразвук 9
Управление продольное 24
— путевое 24
— при рулении 16
— самолетов 158, 163—165, 280—281
— — давление на ручку (штурвал)
280—281
— — дефекты и признаки износа
тросов 163
— — исключение заклинивания 281
— — места смазки деталей 164
(рис. 4.9)
— — проверка шарнирных соеди-
нений 165
—' — в продольном направлении 281
— — технические требования 280—
281
— — типы проводки 163
— — трение и износ проводки 281
— — углы отклонений рулей 281
— — уход за тросами 163
— — — за шарнирными соеди-
нениями 165
Управляемость во второй половине
разбега 23
— поперечная 57
— — ухудшение из-за снижения
эффективности элеронов 23
Упругость воздуха 8
Уравнение Бернулли
маемого газа 13
— — для сжимаемого
— неразрывное 13
— состояние газа 13
Ускорение на пробеге 34
— на разбеге 20
Условия атмосферные, влияние на
параметры ГТД 219
— взаимозаменяемости материалов
275
— равнопрочности 274—275
— технические (ТУ) ремонта пла-
нера самолета 274—278
Устройство входное'' ГТД 199
390
для несжи-
.1
газа 13
— для распределения электроэнер-
• гии между потребителями 236
Участок безопасности концевой
(КУБ) 109
Фара посадочная 235
— посадочно-рулежная 235
— рулежная 235
Фидер 235
Фильтр гидравлический 179—182
— топливный 186
— топливозаправщика 347—348
— — грубой очистки 347
— — контрольный 347
— — пылезащитный 347
— — тонкой очистки 347, 351
— — характеристики фильтрую-
щих материалов 348 (табл. 9.2)
Флюгирование винтов 31
— — самопроизвольное 31
— при отрицательных температурах
31
— при проверке исправности си-
стемы КИМ 31
Форма сечения детали 283—284
Форсаж 52, 65—66
— контроль режима 66
• — причины невключения и выклю-
чения 65
Формирование тяги 214—215
— — впрыскиванием воды или лег-
коиспаряющихся жидкостей 214
— — повышением температуры 214
— — — частоты вращения ротора
214
— — сжиганием дополнительного
топлива за турбиной 214—215
Форсунка топливная 280
Фюзеляж 104
— вертолета, нагрузки 109
Цезий 369
Центр жесткости 87
Центровка вертолета 75—76
— самолета 69—71
Цикл наиболее опасный для разру-
шения детали 93
— пульсирующий смены напряже-
ний 93
Число М 10
— — критическое 11
Чувствительность физическх методов
дефектоскопии 368 (табл. 10.3)
Шайба стальная при использовании
стальных заклепок 293
Шасси 159
Шероховатость поверхности 131
Шкала Кельвина 5—6
— Цельсия 5—6
Шланг герметизации фонаря 190
Шпилька 121—122, 298
— постановка безрезьбовой 298
— равнопрочная 122
— ремонт 298
Штопор 55—56
Щитки-закрылки 17—18
— невыпуск 38
— привод 234
ЭККН (эффективный коэффициент
крнцентрации напряжений) 123—
125
— для вала со шпоночными пазами
и пазами под замки для контровки
гаек 125
— для галтелей при ступенчатом
изменении диаметров 123
— при наличии поперечных отвер-
стий 123—124
— для силовых участков валов
124—125
— у эксцентрично расположенных
отверстий 124
Экономичность ремонтная 134
— эксплуатации объектов 270
Эксплуатация средств радиообеспе-
чения полетов 270—271
Электропривод топливных и гидрав-
лических насосов 233—234
Электростартер 232
— прямого действия 232
Энергия летящего самолета меха-
ническая 45—46
Эпоксипласт 295—297
— процесс приготовления 296
Эффект деформации 100
СОДЕРЖАНИЕ
Предисловие................................................ . . 3
РАЗДЕЛ 1
ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
§ 1. Основные характеристики воздуха......................... 5
1. Физические параметры воздуха............................ 5
2. Основные свойства воздуха и воздушного потока........... 7
3. Международная стандартная атмосфера.....................12
§ 2. Основные уравнения аэродинамики.............................13
§ 3. Геометрические параметры и весовые коэффициенты самолета . . 14
1. Геометрические параметры................................14
2. Весовые коэффициенты................................... 15
§ 4. Взлет самолета и сложные ситуации...........................15
1. Подготовка самолета и руление на ст,арт.................15
2. Длина разбега самолета..................................16
3. Оптимальная длина разбега самолета......................19
4. Взлетные характеристики самолета........................19
5. Коэффициенты пересчета длины разбега самолета...........21
6. Влияние типа шасси на управляемость самолета на разбеге . . 23
7. Эксплуатация самолета на взлете.........................24
8. Сложные ситуации при взлете самолета....................25
9. Пилотирование самолета с отказавшим двигателем на взлете 26
10. Поведение самолета в турбулентной атмосфере............29
11. Флюгирование винтов....................................31
§ 5. Посадка самолета и сложные ситуации.........................31
1. Особенности захода на посадку и посадка самолета........31
2. Посадочные характеристики самолета....................33
3. Посадка самолета с неисправными органами приземления . . 37
4. Применение тормозных парашютов..........................38
5. Реверс и девиация тяги двигателя........................40
6. Эксплуатация тормозных колес ног шасси .................40
7. Несимметричный выпуск закрылков...............•.........42
8. Отказ тормозной системы.................................42
§ 6. Эксплуатация самолетов на грунтовых и заснеженных ВПП ... 43
§ 7. Поведение самолета в спутной зоне ..........................43
§ 8. Набор высоты, барограмма подъема и потолок самолета.........44
1. Набор высоты, барограмма подъема ...........44
2. Потолок самолета........................................45
§ 9. Горизонтальный полет 46
1. Классификация горизонтальных полетов по высотам и режимам 46
2. Основные характеристики горизонтального полета..........47
392
§10. Дальность и продолжительность полет ... .а.................48
1. Дальность полета........................................48
2. Продолжительность полета................................51
3. Факторы, влияющие на дальность и продолжительность полета 51
§ И. Характеристика фигур пилотажа самолета......................54
1. Вираж...................................................54
2. Спираль.................................................54
3. Штопор..................................................55
§ 12. Особенности эксплуатации самолетов на больших скоростях и вы-
сотах полета.................................................... 56
1. Эксплуатация самолетов на больших скоростях.............56
2. Влияние атмосферного озона на высотный полет............57
3. Аэродинамический нагрев на больших скоростях полета ... 58
§ 13. Перегрузка самолета. Ограничения режимов полета и работы дви-
гателей .........................................................60
1. Понятие о перегрузке.....................................60
2. Ограничения режимов полета и работы двигателей...........60
§ 14. Эксплуатация ГТД в полете. Центровка и загрузка самолетов . . 63
1. Эксплуатация ГТД на больших высотах полета................63
2. Самовыключение двигателя в полете........................66
3. Запуск ГТД в полете............................... .... 67
4. Встречный запуск ГТД в полете............................69
5. Центровка'самолета........................................69
6. Загрузка самолета........................................71
7. Размещение грузов и пассажиров на самолете Як-40 . . . . 72
§ 15. Аэродинамические и технические характеристики вертолетов . . 73
1. Характерные скорости горизонтального полета..............73
2. Влияние веса вертолета на его летные характеристики ... 75
3. Центровка вертолета......................................75
4. Полеты вертолета Ми-6 на малой высоте....................76
5. Влияние высоты полета на характеристики вертолета ... 76
6. Продолжительность горизонтального полета вертолета . . . 77
7. Дальность горизонтального полета вертолета...............78
8. Размещение грузов на вертолете.............•.............79
9. Загрузка вертолета и посадка людей на режиме висения ... 79
10. Загрузка и центровка вертолета Ми-6....................80
11. Рас'чет на посадку вертолета...........................83
РАЗДЕЛ П
ВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ И ПРОЧНОСТЬ ДЕТАЛЕЙ САМОЛЕТОВ
И ВЕРТОЛЕТОВ
6 1. Нагрузки, действующие на агрегаты и части самолета и двигателя 84
1. Нагрузки, действующие на агрегаты и части самолета .... 84
2. Нагрузки, действующие на крыло в полете............... 86
3. Нагрузки, действующие на крепление (подвеску) Гдвигателей . 88
4. Нагрузки, действующие на шасси . . . ..............89
5 Акустическое нагружение самолета в полете................91
6. Циклическая нагрузка.....................................92
2. Нормы прочности, жесткости и перегрузки.....................94
1. Нормы прочности..........................................94
2. Нормы жесткости . . . . , . ...................96
393
3. Нормы летной годности гражданских самолетов (вертолетов)
СССР.........................................................97
4. Испытание самолетов на прочность и жесткость..............98
5. Факторы, влияющие на величину маневренных перегрузок
самолета..................................................... 99
6. Перегрузка в произвольной точке самолета...........*. . . 101
§ 3. Разрушение элементов авиационных конструкций.................101
1. Усталостные разрушения...................................101
2. Причины возможного разрушения элементов авиационных кон-
струкций ...................................................104
3. Разрушение и неисправности трубопроводов гидравлической,
топливной и воздушной систем самолетов......................106
§ 4. Нагрузки, действующие на агрегаты и детали вертолета.........109
§ 5. Основные определения норм летной годности гражданских вертоле-
тов СССР..........................................................109
РАЗДЕЛ III
НАДЕЖНОСТЬ, ДОЛГОВЕЧНОСТЬ, РЕМОНТОПРИГОДНОСТЬ, ЭКОНОМИЧ-
НОСТЬ И ВЗАИМОЗАМЕНЯЕМОСТЬ ЧАСТЕЙ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ
§ 1. Элементы эксплуатационной надежности и способы ее повышения 111
1. Элементы эксплуатационной надежности.........................111
2. Надежность авиационной техники в эксплуатации................113
3, Критерии (показатели) надежности авиационной техники . .116
4. Обеспечение надежности авиационной техники в авиационных
парках..................................................119
5. Повышение прочности резьбовых соединений................120
6. Способы уменьшения коэффициента концентрации напряжений 123
§ 2. Взаимозаменяемость, технологичность и ремонтопригодность авиа-
ционной техники...............................................126
1. Критерии взаимозаменяемости :...........................126
2. Значение взаимозаменяемости в эксплуатации и при ремонте 126
3. Связь взаимозаменяемости с системой допусков и посадок . . 128
4. Классы точности........................................130
5. Шероховатость поверхности..............................131
6. Обозначение допусков и посадок на чертежах.............131
7. Эксплуатационная технологичность.......................131
8. Показатели трудоемкости и стоимости технического обслужи-
вания и ремонта.........................................133
9. Ремонтная экономичность .................................... 134
§ 3. Выбор материалов и размеров. Монолитные и термокомпенсирован-
ные конструкции . ...............................................134
1. Выбор материала для ремонта............................134
2. Равнопрочность деталей конструкции.....................136
3. Влияние размеров изделия на механические свойства . ... 136
4. Влияние нагрева на деформированный металл................. 137
5. Влияние технологических факторов на качество деталей . . . 138
6. Монолитные конструкции.................................139
7. Способы изготовления монолитных конструкций и их механи-
ческие характеристики .....................................140
8. Характеристики термокомпенсированных конструкций . . 140
384
РАЗДЕЛ IV
ТЕХНИЧЕСКАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ И ОБСЛУЖИВАНИЕ СИСТЕМ И
КОНСТРУКЦИЙ ПЛАНЕРА
§ 1. Планирование работы по организации технической эксплуатации
и различные расчеты обеспечения...................................143
1. Виды планирования.......................................143
2. Сетевые модели планирования процесса подготовки самолетов
к полетам..................................................143
3. Расчет расхода и восстановления ресурса самолета.......150
4. Расчеты по заправке самолетов топливом.................150
5. Расчеты по заправке самолетов маслом....................152
6. Расчет потребного количества средств заправки самолетов сжа-
тыми газами................................................153
7. Расчет запаса кислорода на полет . . ................154
8. Расчет потребного количества электротехнических средств . . 156
9. Определение времени буксировки самолетов...............157
§ 2. Планер самолета, органы управления и приземления............157
1. Общие сведения и классификация самолетов................157
2. Основные требования к исправности планера...............158
3. Уход и контроль за планером самолета...................159
4. Уход и контроль за деталями из магниевых сплавов . . . . 161
5. Допуски на заклепочные соединения.......................162
6. Допуски на болтовые соединения........................ 162
7. Допуски на стыки обшивки................................162
8. Уход и контроль за управлением самолета................163
9. Колеса ног шасси.......................................165
§ 3. Гидравлическая система и ее обслуживание . . . '............171
1. Общие сведения..........................................171
2. Основные агрегаты гидравлической системы................173
3. Заправка гидравлических систем ........................ 180
4. Воздушная система.......................................183
5. Уход и контроль за гидравлической и воздушной системами са-
молетов ...................................................183
6. Зарядка систем самолета сжатым воздухом.................184
§ 4. Топливная система и ее обслуживание.........................184
1. Неисправности агрегатов топливной системы..............184
2. Уход и контроль за топливной системой в процессе эксплуата-
ции ........................................................184
3. Влияние характеристик топлива на работу топливной системы 186
4. Особенности эксплуатации топливных систем в условиях низ-
ких температур..............................................187
§ 5. Герметические кабины и их эксплуатация......................188
1. Типы герметических кабин................................188
2. Методы испытания герметических кабин....................188
3. Проверка герметичности кабины...........................189
4. Уход и контроль за кабиной..............................189
5. Остекление кабин самолетов..............................191
6. Уход и контроль за остеклением..........................191
7. Дефектация остекления...................................191
8. Допустимые дефекты органического остекления.............192
9. Допустимые дефекты двойного остекления..................192
395
10. Допустимые дефекты силикатного остекления с электрообогре-
вом (типа ТСБП)............................................192
11. Допустимые дефекты силикатного остекления без электрообо-
грева и бронестекол ...................................... 192
12. Противообледенительные устройства самолета . . . -. . . 192
РАЗДЕЛ V
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ И ИХ ЭКСПЛУАТАЦИЯ
§ 1. Характеристики ГТД......................................,. . 195
1. Типы и конструктивные схемы ГТД........................195
2. Основные параметры ТРД.................................200
3. Основные параметры ТВД.................................203
4. Основные параметры ДТРД................................205
5. Коэффициенты полезного действия ГТД....................206
6. Основные характеристики ГТД............................207
7. Область возможных режимов работы ГТД. Неустойчивая рабо-
та (помпаж) компрессора...................................210
8. Основные режимы работы ГТД.............................213
9. Переходные и пусковые режимы работы ГТД................215
10. Влияние атмосферных условий на изменение параметров ГТД 217
И. Технико-экономические характеристики ГТД...............219
§ 2. Проверка работоспособности ГТД.............................221
РАЗДЕЛ VI
АВИАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И ЕГО ЭКСПЛУАТАЦИЯ
§ 1. Бортовые централизованные системы электроснабжения постоянным
и переменным током.............................................226
1. Авиационные генераторы постоянного тока и аппаратура, рабо-
тающая в комплекте с ними..................................226
2. Электрические генераторы переменного тока и аппаратура, рабо-
тающая в комплекте с ними..................................228
3. Химические источники тока..............................229
4. Преобразователи электрической энергии ................ 231
§ 2. Бортовые электрические устройства запуска и управления режима-
ми работы силовых установок....................................232
(, 3. Электрические системы управления элементами самолета . . . . 233
1. Электрические системы управления устройствами воздухозабор-
ников. Система автоматического регулирования управления ста-
билизатором ...............................................233
2. Электропривод топливных и гидравлических насосов, органов
управления самолетом и взлетно-посадочных приспособлений . 233
§ 4. Электрические устройства систем обогрева, кондиционирования воз-
духа, пожаротушения, освещения и распределения электрической
энергии.........................................................234
1. Электрообогревательные средства и электрические устройства
систем кондиционирования воздуха кабин .................. 234
2. Системы пожарной сигнализации и пожаротушения .... 234
3. Электрические светотехнические устройства.............235
4. Системы передачи и распределения электрической энергии . . 235
396
§ 5. Пилотажные и пилотажно-навигационные приборы...............238
1. Аиероидно-мембраниые приборы и система приема воздушных
давлений...................................................238
2. Гироскопические приборы ...............................239
3. Акселерометры..........................................240
§ 6. Приборы контроля работы авиационных двигателей . . ... 241
§ 7. Контролыю-записывающая и сигнализирующая аппаратура . . 241
§ 8. Электронная автоматика.....................................242
1. Автопилоты.............................................242
2. Демпферы колебаний, тангажа, автоматы устойчивости и аппа-
ратура, работающая в комплекте с ними ....................243
3. Регуляторы и ограничители перегрузок, углов атаки и усилий
в системе управления.......................................244
4. Бортовые системы автоматического управления . . . . . . 244
5. Магнитные дистанционные компасы и курсовые системы . . . 244
6. Астрономические навигационные устройства и системы . . . 245
7. Инерциальные навигационные устройства и системы .... 245
8. Командные пилотажно-навигационные системы..............245
9. Навигационные цифровые и аналоговые вычислительные ус-
тройства и системы.........................................246
10. Централизованные системы измерения параметров внешней
воздушной среды, режимов и параметров полета..............246
11. Системы измерения, управления выработкой топлива и центров-
кой самолета................................................246
9. Кислородное оборудование.....................................247
РАЗДЕЛ VII
РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И ЕГО ЭКСПЛУАТАЦИЯ
§ 1. Общие сведения и тактико-технические характеристики радиотехни-
ческих средств обеспечения полетов ............................ 248
1. Общие сведения.........................................248
2. Основные тактические и технические параметры РНУ . . . 249
§ 2. Радиотехнические системы всепогодной посадки...............249
1. Классификация и состав системы всепогодной посадки . . . 249
2. Принципы работы аппаратуры канала курса метрового диа-
пазона ....................................................252
3. Принципы работы аппаратуры канала глиссады в диапазоне
330 Мгц...................................................253
4. Принцип работы аппаратуры маркерного канала...........254
§ 3. Радионавигационные устройства и системы ближней и дальней нави-
гации ..........................................................254
1. Угломерные радионавигационные устройства..............254
2. Радиодальномеры.......................................259
§ 4. Радиолокационное оборудование ............................ 263
§ 5. Средства радиосвязи........................................268
§ 6. Техническая эксплуатация радиосредств обеспечения полетов . . 270
1. Эксплуатационные показатели...........................270
2. Организация технической эксплуатации средств радиообеспе-
чения полетов.............................................270
3. Эксплуатационно-техническая документация..............271
397
РАЗДЕЛ VIII
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ И РЕМОНТНЫЕ ОПЕРАЦИИ
§ 1. Виды и объем техобслуживания. Технические требования и прира-
ботка деталей...................................................272
1. Виды и объем технического обслуживания авиационной тех-
ники .......................................................272
2. Техническое обслуживание самолета........................273
3. Технические условия ремонта планера самолета ........... 274
4. Некоторые общие технические рекомендации на ремонт ГТД 278
5. Технические требования к управлению самолета............280
6. Оптимальная приработка деталей авиационной техники . . . 281
7. Нормальные размеры длин и диаметров авиационных деталей . 282
§ 2. Обмеры, удаление повреждений, правка и ремонт соединений и де-
талей ..........................................................283
1. Обмер деталей перед ремонтом и после него................283
2. Оптимальные формы сечений деталей........................283
3. Силовой поток в работающих деталях.......................284
4. Способы удаления поврежденных участков конструкции . . . 284
5. Горячая и холодная правка деталей........................285
6. Ремонт соединений из магниевых сплавов...................288
7. Заклепочные соединения . . . >..........................289
8. Размеры и расчет заклепочных соединений..................290
9. Маркировка и обозначение заклепок........................291
10. Технические условия на заклепочные соединения при ремонте 292
11. Размеры и расчет болтовых соединений....................204
12. Характеристики и применение эпоксийластов...............295
13. Изготовление деталей из эпоксипластов методом холодного
литья.......................................................296
14. Заделка трещин и наложение заплат.......................297
15. Ремонт шпилек...........................................298
16. Заделка забоин и задиров................................298
17. Склеивание и герметизация деталей при ремонте .......298
18. Приклеивание наделок на поврежденные поверхности . . . 300
19. Ремонт трущихся поверхностей тормозных устройств . . . 301
20. Технические характеристики клея ВК-9..................301
21. Теплостойкие клеи.....................................302
22. Техника безопасности при работе с эпоксипластами......302
23. Химическое клеймение деталей (инструмента)............303
§ 3. Ремонт и проверка исправности подшипников качения ...........304
1. Общие сведения о подшипниках качения.....................304
2. Дефекты подшипников качения..............'...............305
3. Контроль работоспособности подшипников качения .... 309
4. Проверка и смазка закрытых подшипников качения . ... 310
5. Монтаж подшипников качения...............................310
6. Монтаж подшипников качения и втулок с помощью эпоксидного
клея........................................................311
7. Ремонт гильз и подшипников скольжения...................311
8. Определение допустимой статической грузоподъемности подшип-
ников качения...............................................312
9. Классы точности подшипников качения и классы чистоты по-
верхностей для посадки подшипников . . . . ................312
§ 4. Ремонт конструкций и деталей сваркой и пайкой................312
1. Сохранение прочности при ремонте сваркой ................312
398
2. Подготовка деталей к ремонту сваркой .....................315
3. Сварка малоуглеродистых сталей ...........................316
4. Сварка стали хромансиль (хромомарганцовокремнистая сталь . 318
5. Сварка хромоникелевых сталей..............................318
6. Сварка алюминиевых сплавов................................319
7. Сварка меди и ее сплавов..................................320
8. Сварка латуни.............................................320
9. Сварка бронзы.............................................321
10. Сварка магниевых сплавов.................................321
11. Сварка титана и его сплавов..............................322
12. Выбор оптимального способа сварки........................322
13. Влияние легирующих элементов на свариваемость стали . . 322
14. Причины образования трещин на деталях конструкции и их
подварка.....................................................323
15. Ремонт трубчатых деталей конструкции.....................324
16. Ремонт горячих коммуникаций авиационной техники . . . 325
17. Выбор мощности горелки и сварочной проволоки при газовой
сварке.......................................................326
18. Повышение выносливости деталей после ремонта сваркой . 326
19. Качественные сварные швы.................................327
20. Нормы выхода ацетилена из карбида кальция и характеристи-
ка углекислого газа..........................................328
21. Расчет сварных соединений................................328
22. Особенности ремонта пайкой...............................329
§ 5. Механические свойства и характеристики материалов.............329
РАЗДЕЛ IX
МЕХАНИЗАЦИЯ И АВТОМАТИЗАЦИЯ ОБСЛУЖИВАНИЯ АВИАЦИОННОЙ
ТЕХНИКИ
§ 1. Механизация заправки авиационной техники топливом и маслом . . 344
1. Общие сведения о топливозаправщиках...................... 344
2. Топливозаправщики малой и средней емкости............344
3. Топливозаправщики большой и особо большой емкости . . , 346
4. Противопожарное оборудование топливозаправщиков . . . 346
5. Фильтрующие системы топливозаправщиков...............347
6. Расходомеры топливозаправщиков.......................348
7. Автомобильный маслозаправщик . . .........................348
8. Стационарная централизованная заправка самолетов топливом 349
РАЗДЕЛ X
МЕТОДЫ, СПОСОБЫ И ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ИСПРАВНОСТИ
ИЗДЕЛИЙ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ
§ 1. Система автоматизированного контроля (САК)....................352
1. Необходимость применения САК..............................352
2. Назначение САК............................................352
3. Задачи, решаемые САК......................................352
4. Принцип построения САК....................................353
5. Принципиальная схема САК..................................353
6. Назначение элементов САК..................................353
7. Применяемые САК...........................................355
§ 2. Контроль заклепочных, -болтовых, сварных и клеевых соединений 356
1. Осмотр заклепочных соединений.............................356
2. Осмотр болтовых соединений................................357
3. Контроль сварных соединений . ............................357
4. Контроль клеевых соединений...............................359
399
§ 3. Определение геометрических, металлографических, термических и
механических параметров авиационной техники ................. 360
1. Обмер сочленяемых деталей.................................360
2. Измерение толщины покрытий................................360
3. Замер люфтов шарнирных соединений.................. ... . 361
4. Микрометрический обмер деталей и трущихся сочленений . . 361
5. Проверка исправности обратных клапанов.................362
6. Определение химического состава материала..............362
7. Проверка твердости поверхностей........................364
8. Определение качества лакокрасочных покрытий............365
9. Чистота поверхности...................................... 365
§ 4. Методы контроля и испытаний агрегатов и деталей авиационной
техники......................................................... 367
1. Просвечивание рентгеновскими лучами (рентгенография) . . 367
2. Просвечивание гамма-лучами (гаммаграфирование) . ... 369
3. Магнитная дефектоскопия................................370
4. Люминесцентная дефектоскопия...........................371
5. Цветная дефектоскопия (метод красок)...................372
6. Ультразвуковая дефектоскопия...........................373
7. Токовихревая дефектоскопия............................... 374
8. Методы свободных колебаний................................374
9. Вакуумный метод..........................................375
10. Контроль давлением.......................................375
11. Контроль электросопротивления .......................... 376
§ 5. Лабораторные исследования отказов и неисправностей............376
1. Определение внешнего состояния детали.....................377
2. Определение взаимного расположения деталей агрегата . . . 377
3. Снятие рабочих характеристик..............................377
4. Разборка агрегатов, дефектация и обмер деталей............377
5. Определение механических характеристик материалов . . . 378
6. Металлографический анализ и определение химического состава
материала деталей............................................378
7. Анализ результатов исследования...........................379
Предметный указатель ......................................380
Виктор Георгиевич Александров, Владимир Васильевич Мырцымов,
Степан Петрович Ивлев, Анатолий Владимирович Майоров, Константин
Владимирович Борщов, Изидор Аронович Хаймович.
СПРАВОЧНИК АВИАЦИОННОГО ИНЖЕНЕРА
Редактор С. И. Лазаревич
Технический редактор Р. А. Иванова
Корректоры С. М. Лобова, С. Б. Назарова
Сдано в набор 16/III—1973 Подписано в печать 11/XII—1973 г.
Бумага 60Х90*/1втип. № 2 Печ. л. 25. Уч-изд. л. 36,89
Тираж 20 000 эка. Т-19918 Изд. №1—2—1/1, №5187 Заказ 223 Цена 2 р. 07 к.
Издательство «Транспорт» — Москва. Б-174, Басманный туп., 6а
Московская типография №4 Союзполиграфпром а прн Государственном комитете
Совета Министров СССР по делам издательств, полиграфии и книжной торговли.
Москва, И—41, Б. Переяславская ул., дом. № 46