Основные составные элементы конструкции самолета

· Планер (крыло + фюзеляж + хвостовое оперение)

· Силовая установка (двигатели)

· Взлетно-посадочные устройства

 

6.Назначение и состав планера самолета

Планер – основа конструкции самолета, объединяет в себе основные элементы: крыло, фюзеляж, хвостовое оперение; предназначен для создания аэродинамических сил и моментов, обеспечивающих управление самолетов при его движении по заданной траектории в атмосфере и защиты экипажа оборудования, грузов, и т.д

 

7. Назначение крыла ЛА. Виды крыльев по способу их крепления к фюзеляжу

Крыло предназначено для: для создания подъемной силы; для обеспечения поперечной устойчивости и управления самолетом в полете.

По геометрическим характеристикам крылья разделяют на: прямоугольные, трапецевидные, стреловидные, треугольные

По способу крепления к фюзеляжу: лонжеронные и кесонные

Лонжеронное крыло – состоит из силового каркаса, включают в себя продольные и поперечные элементы, и гладкой обшивки. Продольные - лонжероны, стрингеры; поперечные – нервюры

Кесонное крыло – отличие от лонжеронного только в том, что толщина обшивки больше.

 

 

8.

Фюзеляж самолета (вертолета) является основной емкостью, в которой располагаются экипаж, оборудование, грузы. Кроме того, часто в фюзеляже располагается силовая установка и шасси (истребители, истребители – бомбардировщики) или одни шасси (некоторые типы бомбардировщиков, военно-транспортные самолеты), а также топливо. 

Фюзеляжи современных самолётов по конструкции силового каркаса подразделяются на лонжеронные, стрингерные, лонжеронно-стрингерные и бесстрингерные.

В лонжеронном фюзеляже основными продольными элементами каркаса являются лонжероны.

В стрингерном (или монококовом) фюзеляже лонжероны отсутствуют. Их роль выполняют стрингеры, воспринимающие нагрузки, действующие на фюзеляж самолёта в полёте.

Лонжеронно-стрингерный фюзеляж в продольном силовом наборе каркаса имеет одновременно лонжероны и стрингеры. Бесстрингерный фюзеляж не имеет продольных элементов каркаса. Внешние нагрузки воспринимаются в нём работающей обшивкой и набором поперечных силовых элементов-шпангоутов, являющихся характерной особенностью фюзеляжей всех современных самолётов.

Для удобства производства, эксплуатации и ремонта фюзеляжи современных самолётов имеют технологические и эксплуатационные разъёмы. На рис. 7 приведена общая схема фюзеляжа самолета, состоящего из 6 отдельных отсеков, состыкованных между собой с помощью болтов и заклепок.

Обшивка фюзеляжа имеет ряд вырезов, предназначенных для размещения входных люков, бомболюков, лючков подхода к различным агрегатам самолёта и двигателей, создающих благоприятные условия для выполнения необходимых работ, быстрого ввода самолёта в строй и приведения его в готовность к полёту.

 

Рис. 7. Общая схема фюзеляжа самолёта

 

9.

Хвостовое оперение предназначено для управления самолётом в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Оно подразделяется на вертикальное и горизонтальное, каждое из которых состоит из подвижной и неподвижной частей. Неподвижная часть вертикального оперения называется килём, горизонтального – стабилизатором (рис. 1). Наличие киля и стабилизатора способствует разгрузке рычагов управления и обеспечивает достижение балансировки, и устойчивости самолета в полёте.

 Подвижные части киля и стабилизатора, включают рули поворота и высоты, предназначенные для создания управляющих моментов и заданного изменения самолёта в воздухе. Вертикальное хвостовое оперение может быть одно или двухкилевым.

Неподвижная часть горизонтального хвостового оперения – стабилизатор устанавливается на фюзеляже или на киле самолёта. Место размещения стабилизатора оказывает существенное влияние на конструкцию самолёта.

Силовая схема и конструкция киля и стабилизатора современного самолёта обычно повторяет схему и конструкцию крыла. Киль может иметь смешанную, а стабилизатор кессонную конструкцию. Рули поворота и высоты имеют цельнометаллическую конструкцию однолонжеронного типа. Подвеска рулей – шарнирная. Руль поворота крепится к килю, а руль высоты – к стабилизатору. Для снятия нагрузок с рычагов управления на различных режимах полёта на рулях поворота и высоты устанавливаются триммеры.

На сверхзвуковых самолётах неподвижные и подвижные части вертикального и горизонтального оперения выполнены как единое целое, объединяемое так называемыми килём и стабилизатором. Установка на самолётах управляемых килей и стабилизаторов оказалась возможной за счёт включения в схему управления гидроусилителей, обеспечивающих многократное снижение усилий в полёте, с рычагов управления.

Взлётно-посадочные устройства (ВПУ) самолетов и вертолетов предназначены для решения следующих основных задач:

обеспечения устойчивого движения по аэродрому, для эксплуатации с которого предназначен данный аппарат;

 уменьшения до заданной величины нагрузок, действующих на планер при движении по аэродрому (включая и первый удар);

обеспечения заданных значений длин разбега-пробега и взлетно-посадочных скоростей.

ВПУ самолёта включают в себя шасси и приспособления, предназначенные для изменения ускорения на разбеге и пробеге и уменьшения взлётно-посадочной скорости.

Шасси предназначено для обеспечения взлёта, посадки и передвижения самолёта по земле и предохранения его конструкции от разрушения под влиянием действующих на неё нагрузок. Основной схемой шасси военных самолетов является трехопорная схема с носовой опорой. Также может применяться схема с хвостовым колесом.

Схема шасси с носовым колесом, обеспечивает устойчивое движение самолёта при разбеге и пробеге, хороший обзор из кабины лётчика и возможность интенсивного торможения при пробеге после посадки. Шасси с хвостовым колесом применяется главным образом на некоторых типах легкомоторных самолётов.

Шасси имеют разнообразную конструкцию. Независимо от особенностей конструкции шасси его стойки могут быть плоскими, телескопическими (рис. 8, а) или рычажными (рис. 8, б, в). В телескопическом шасси стойка одновременно является и амортизатором (амортизационная стойка).

В рычажном шасси амортизатор может находиться как внутри стойки, так и вне неё (выносной амортизатор). Основным частями передней и главной шасси самолёта являются амортизационные стойки, которые выполнены в виде цилиндров с поршнями и штоками, заполненных жидкостью и газом под давлением.

 

           а                                    б                                  в

 

Рис. 8. Схемы телескопической и рычажных стоек

Газ используется для создания амортизационных свойств и при движении по земле, работает аналогично упругому пневматику колёс. С помощью жидкости осуществляется поглощение ударных нагрузок, превращение их энергии в тепло и рассеивание его.

Верхняя часть стойки шасси крепится к одному из усиленных лонжеронов, либо к фюзеляжу. Ко второму нижнему концу стойки крепится колесо или тележка с колёсами.

В зависимости от типа самолёта на передней и главных ногах шасси могут устанавливаться одно-два и более колес. На тяжелых самолетах ДА и ВТА передние ноги шасси оборудованы двумя спаренными колесами, жестко закрепленными на общей оси, вращающейся в головке штока амортизатора. Для улучшения маневренности самолета при рулении передние колеса сделаны управляемыми.

В отличие от передних, главные шасси оборудованы тележками, имеющими четыре колеса, снабженные двойными гидравлическими тормозами. Помимо передней и главных ног шасси, на тяжелых самолетах установлены хвостовые предохранительные опоры, предназначенные для поглощения энергии удара при посадке с большими углами атаки.

В состав взлетно-посадочных устройств самолетов входят также средства механизации крыла и торможения на пробеге. Средства механизации крыла (щитки, закрылки, предкрылки, устройства для отсоса и сдува пограничного слоя) предназначены для уменьшения скорости самолета при взлете и посадке.

Щитки представляют собой часть нижней поверхности крыла, отклоняющейся от неё относительно неподвижной оси на 40-50⁰. Образующаяся между нижней поверхностью крыла и щитком зона разряжения ведёт к искривлению профиля крыла, способствующего приросту подъёмной силы и к уменьшению скоростей отрыва и посадки.

Закрылок представляет собой подвижную часть профиля крыла, выдвигающуюся относительно направления полёта назад и отклоняющуюся на взлёте и посадке вниз. Принцип работы закрылков аналогичен принципу работы щитков. Принципиальная схема закрылка самолета показана на (рис. 6).

Предкрылки так же, как и закрылки, являются частью профиля крыла, выдвигающейся вперёд относительно направления полёта. При отклонении предкрылка, между ним и поверхностью крыла образуется щель, способствующая искривлению воздушного потока, обтекающего верхнюю поверхность крыла, и увеличению подъемной силы на больших углах атаки. 

Устройство отсоса пограничного слоя представляет собой щель, расположенную на расстоянии 60-70% хорды от носка крыла. Через неё осуществляется отсос пограничного слоя, обеспечивающий увеличение скорости обтекания верхней поверхности, задержку наступления срыва потока, рост критического угла атаки и улучшение взлётно-посадочных и аэродинамических качеств на дозвуковом режиме полёта.

Устройства для сдува пограничного слоя способствуют росту скорости обтекания, осуществляемого за счёт подачи воздуха на верхнюю поверхность крыла через щель, расположенную на удалении 30% хорды от носка крыла. Подача воздуха в систему сдува пограничного слоя проводится от компрессора и ведёт к снижению тяги двигателя. Поэтому данный способ применяется главным образом при посадке самолёта.

Основными средствами сокращения длины пробега самолета после посадки являются тормозные устройства, включающие тормоза колес, тормозные посадочные парашюты и систему отвода газов, обеспечивающую реверс тяги двигателей.

Тормоза колёс используются для торможения, как правило, во второй половине пробега, после уменьшения подъёмной силы крыла и начала устойчивого движения самолёта по поверхностям ВПП. Тормоза бывают трех типов: колодочные, камерные и дисковые.

Одной из основных проблем тормозов является отвод образующегося при торможении тепла. Наиболее эффективными с этой точки зрения являются дисковые тормоза. Для повышения эффективности тормозов в процессе торможения используются автоматы торможения, обеспечивающие достижение оптимального режима торможения.

 Помимо тормозов, для сокращения длины пробега после посадки используется тормозные посадочные парашюты, являющиеся эффективным средством торможения в начальной стадии пробега. Применение тормозных парашютов способствует сокращению длины пробега самолета после посадки на 25-30%.

Для сокращения длины пробега самолета после посадки также используется реверс тяги двигателей, осуществляемый с помощью специальных устройств.

 

10.

Авиационные двигатели подразделяются на поршневые и реактивные. В настоящее время на ЛА используются главным образом реактивные двигатели.

Реактивными двигателями называют двигатели, в которых энергия первичного источника преобразуется в кинетическую энергию, вытекающей из него газовой струи, обеспечивающей создание силы тяги, необходимой для движения ЛА.

Реактивные двигатели подразделяются на две основные группы (рис. 9): ракетные (РД) и воздушно-реактивные (ВРД). В свою очередь РД подразделяются на жидкостные РД (ЖРД) и твёрдотопливные (РДТТ), а воздушно-реактивные двигатели - на прямоточные (ПВРД) и газотурбинные (ГТД).

В отличие от ВРД, характеристики РД почти не зависят от атмосферных условий. Необходимые для их работы горючее и окислитель размещаются на борту ЛА. В РДТТ рабочим телом является твердое топливо, имеющее в своем составе горючее и окислитель. В ЖРД компоненты топлива – горючее и окислитель – хранятся в отдельных баках и подаются в камеру сгорания под давлением. В камере сгорания ЖРД горючее, соприкасаясь с окислителем, самовоспламеняется. Газы, образующиеся в результате сгорания, с большой скоростью вытекают через реактивное сопло и создают тягу двигателя.

В авиации РДТТ используются в качестве стартовых ускорителей и в качестве двигателей управляемых и неуправляемых авиационных ракет. ЖРД применяются в качестве полетных ускорителей самолетов и двигателей ракет.

Рис. 9. Классификация реактивных двигателей

 

11.

Воздушно-реактивные двигатели подразделяются на прямоточные ВРД (ПВРД) и газотурбинные двигатели (ГТД).

Наиболее эффективной областью применения ПВРД являются скорости полёта М>3,0 и высоты до 30-35 км. Такие двигатели принято называть сверхзвуковыми ПВРД. В качестве перспективной силовой установки для полетов на скоростях до М=6-7 рассматриваются гиперзвуковые прямоточные ВРД (ГПВРД).

В современных условиях в качестве основных двигателей для самолетов и вертолетов используются газотурбинные двигатели.

 

12.

Прин­цип дей­ст­вия тур­бо­ре­ак­тив­ных дви­га­те­лей. Тур­бо­ре­ак­тив­ные дви­га­те­ли яв­ля­ют­ся ос­нов­ны­ми ти­па­ми дви­га­те­лей, ис­поль­зуе­мых на со­вре­мен­ных са­мо­ле­тах. Они пред­на­зна­че­ны для соз­да­ния не­об­хо­ди­мой тя­ги, обес­пе­чи­ваю­щей дос­ти­же­ние за­дан­ной ско­ро­сти дви­же­ния са­мо­ле­та, на­бо­ре вы­со­ты, в го­ри­зон­таль­ном по­ле­те, сни­же­нии на по­сад­ку и дви­же­нии на зем­ле.

Тя­га в ТРД соз­да­ет­ся за счет по­да­чи в ка­ме­ру сго­ра­ния боль­шо­го ко­ли­че­ст­ва воз­ду­ха, сме­ши­ва­ния его там с то­п­ли­вом, сго­ра­ния об­ра­зую­щей­ся сме­си воз­ду­ха с то­п­ли­вом и по­сле­дую­ще­го ус­ко­ре­ния и от­бра­сы­ва­ния га­зо­во­го по­то­ка че­рез ре­ак­тив­ное со­пло. На со­вре­мен­ных ТРД ос­нов­ной ча­стью от­бра­сы­вае­мых га­зов яв­ля­ет­ся воз­дух (на 95-96%), по­сту­паю­щий в дви­га­тель из ок­ру­жаю­щей сре­ды. По­да­ча не­об­хо­ди­мо­го ко­ли­че­ст­ва воз­ду­ха в ка­ме­ру сго­ра­ния осу­ще­ст­в­ля­ет­ся ком­прес­со­ром. В по­ле­те часть воз­ду­ха по­сту­па­ет в дви­га­тель так­же за счет дви­же­ния са­мо­ле­та.

Та­ким об­ра­зом, прин­цип соз­да­ния тя­ги в ТРД (рис. 10) ос­но­вы­ва­ет­ся на ус­ко­ре­нии воз­душ­но-га­зо­во­го по­то­ка, про­хо­дя­ще­го че­рез ком­прес­сор, ка­ме­ру сго­ра­ния, тур­би­ну, фор­саж­ную ка­ме­ру и ре­ак­тив­ное со­пло, яв­ляю­щих­ся ос­нов­ны­ми час­тя­ми дви­га­те­ля.

 

Рис. 10. Схема, поясняющая принцип работы ТРД

Вна­ча­ле воз­душ­ный по­ток по­сту­па­ет в воз­ду­хо­за­бор­ник (участок А-Б на рис. 10), кон­ст­рук­тив­но от­но­ся­щий­ся к пла­не­ру са­мо­ле­та.

Прой­дя воз­ду­хо­за­бор­ник, воз­дух по­сту­па­ет в ком­прес­сор, ко­то­рый обес­пе­чи­ва­ет раз­гон его до не­об­хо­ди­мой ско­ро­сти и по­да­чу в ка­ме­ру сго­ра­ния. По­сле­дую­щее ус­ко­ре­ние про­хо­дя­ще­го по­то­ка осу­ще­ст­в­ля­ет­ся бла­го­да­ря по­дог­ре­ву воз­ду­ха в ос­нов­ной ­ка­ме­ре сго­ра­ния. Дви­гаю­щий­ся с боль­шой ско­ро­стью по­ток го­ря­чих га­зов, прой­дя ка­ме­ру сго­ра­ния, по­па­да­ет на тур­би­ну, вра­щаю­щую ком­прес­сор и да­лее по­сту­па­ет в фор­саж­ную ка­ме­ру, в ко­то­рой с це­лью дос­ти­же­ния мак­си­маль­но воз­мож­ной тя­ги осу­ще­ст­в­ля­ет­ся до­пол­ни­тель­ный по­дог­рев и уве­ли­че­ние ско­ро­сти га­зо­во­го по­то­ка.

Про­цес­сы, про­ис­хо­дя­щие в ос­нов­ных час­тях дви­га­те­ля, ха­рак­те­ри­зу­ют­ся из­ме­не­ния­ми ско­ро­сти V, тем­пе­ра­ту­ры T и дав­ле­ния P га­зо­во­го по­то­ка, ока­зы­ваю­щих не­по­сред­ст­вен­ное влия­ние на тя­гу ТРД. На рис. 10 наи­бо­лее ха­рак­тер­ные уча­ст­ки дви­же­ния га­зо­во­го по­то­ка в дви­га­те­ле обо­зна­че­ны бу­к­ва­ми: А - Б - в воз­ду­хо­за­бор­ни­ке, Б - В - в ком­прес­со­ре, В - Г - в ка­ме­ре сго­ра­ния, Г - Д - пе­ред и за тур­би­ной, Д - Е - в фор­саж­ной ка­ме­ре, Е - Ж - в ре­ак­тив­ном со­пле, Ж - на вы­хо­де из дви­га­те­ля. При ра­бо­те дви­га­те­ля на зем­ле и на взле­те ско­рость воз­душ­но­го по­то­ка, по­сту­паю­ще­го в воз­ду­хо­за­бор­ник, не­ве­ли­ка. За счет под­са­сы­ваю­ще­го дей­ст­вия ком­прес­со­ра ско­рость по­то­ка воз­рас­та­ет до 200 м/с и бо­лее, а дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра па­да­ют. Эти эле­мен­ты по­ка­за­ны на рис. 10 двой­ны­ми пунк­тир­ны­ми ли­ния­ми.

 

13.

В по­ле­те с уве­ли­че­ни­ем ско­ро­сти дви­же­ния са­мо­ле­та ха­рак­те­ри­сти­ки по­то­ка ме­ня­ют­ся: на уча­ст­ке А - Б ско­рость по­сту­пив­ше­го в воз­ду­хо­за­бор­ник воз­ду­ха умень­ша­ет­ся, а его дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра воз­рас­та­ет.

В ком­прес­со­ре на уча­ст­ке Б - В воз­ду­хом совершается ме­ха­ни­че­ская ра­бо­та. Вслед­ст­вие это­го ско­рость дви­же­ния по­то­ка вдоль ком­прес­со­ра не­зна­чи­тель­но сни­жа­ет­ся, а дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра воз­рас­та­ет. В ка­ме­ре сго­ра­ния, на уча­ст­ке В - Г, тем­пе­ра­ту­ра га­зо­во­го по­то­ка за счет под­во­да те­п­ла воз­рас­та­ет, дос­ти­гая пе­ред тур­би­ной 850-90­0^С и бо­лее. Ско­рость дви­же­ния га­за в ка­ме­ре сго­ра­ния уве­ли­чи­ва­ет­ся на вы­хо­де. При этом дав­ле­ние па­да­ет.

В тур­би­не, на уча­ст­ке Г - Д про­ис­хо­дит рас­ши­ре­ние га­за, со­про­во­ж­даю­щее­ся па­де­ни­ем тем­пе­ра­ту­ры и дав­ле­ния. Ско­рость по­то­ка пе­ред тур­би­ной воз­рас­та­ет. В даль­ней­шем на ра­бо­чем ко­ле­се тур­би­ны ско­рость по­то­ка сни­жа­ет­ся, ос­та­ва­ясь при­мер­но вдвое боль­шей ско­ро­сти по­то­ка на вхо­де в ка­ме­ру сго­ра­ния. В фор­саж­ной ка­ме­ре, на уча­ст­ке Д - Е, вна­ча­ле про­ис­хо­дит при­тор­ма­жи­ва­ние по­то­ка с це­лью обес­пе­че­ния ус­той­чи­во­сти го­ре­ния, а за­тем в про­цес­се на­гре­ва га­за ско­рость его дви­же­ния вдоль ка­ме­ры воз­рас­та­ет, дав­ле­ние па­да­ет, а тем­пе­ра­ту­ра уве­ли­чи­ва­ет­ся до 1700-180­0^С.

В ре­ак­тив­ном со­пле, на уча­ст­ке Е - Ж, про­ис­хо­дит даль­ней­шее рас­ши­ре­ние га­за. При этом ско­рость по­то­ка воз­рас­та­ет, а дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра па­да­ют. На вы­хо­де из дви­га­те­ля (на сре­зе ре­ак­тив­но­го со­пла - се­че­ний Ж) ско­рость воз­рас­та­ет, а дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра га­зов сни­жа­ют­ся.

Рас­смот­рен­ная схе­ма ра­бо­ты ТРД ха­рак­те­ри­зу­ет­ся на­ли­чи­ем у дви­га­те­ля од­но­го ком­прес­со­ра и од­ной тур­би­ны, обес­пе­чи­ваю­щей его ра­бо­ту. Од­ним из не­дос­тат­ков дви­га­те­лей та­кой схе­мы яв­ля­ет­ся их срав­ни­тель­но низ­кая эко­но­мич­ность.

По­след­нее при­ве­ло к не­об­хо­ди­мо­сти ис­поль­зо­ва­ния на со­вре­мен­ных са­мо­ле­тах двух­кон­тур­ных тур­бо­ре­ак­тив­ных (тур­бо­вен­ти­ля­тор­ных) дви­га­те­лей.

 

14.

Их ос­нов­ной осо­бен­но­стью яв­ля­ет­ся раз­де­ле­ние об­ще­го по­то­ка воз­ду­ха, про­хо­дя­ще­го че­рез дви­га­тель, на две час­ти. Од­на часть по­то­ка, сле­дуя че­рез об­щий для обо­их кон­ту­ров ком­прес­сор, по­па­да­ет да­лее в ком­прес­сор пер­во­го (внут­рен­не­го) кон­ту­ра, ка­ме­ру сго­ра­ния, тур­би­ну и вы­хлоп­ное со­пло. Вто­рая часть, по­сле сжа­тия в ком­прес­со­ре, ми­нуя ка­ме­ры сго­ра­ния и тур­би­ну, по­сту­па­ет в вы­ход­ное со­пло или фор­саж­ную ка­ме­ру.

Важ­ной ха­рак­те­ри­сти­кой ТРД, от­ра­жаю­щей об­ласть его при­ме­не­ния, яв­ля­ет­ся сте­пень двух­кон­тур­но­сти дви­га­те­ля (m), оп­ре­де­ляе­мая от­но­ше­ни­ем ве­со­вых рас­хо­дов воз­ду­ха, про­хо­дя­ще­го че­рез вто­рой (G₂) и пер­вый (G₁) кон­ту­ры:

       

 

Для сверх­зву­ко­вых са­мо­ле­тов ис­тре­би­тель­ной, ис­тре­би­тель­но-бом­бар­ди­ро­воч­ной и даль­ней авиа­ции зна­че­ние по­ка­за­те­ля на­хо­дит­ся в пре­де­лах 1-2, для доз­ву­ко­вых са­мо­ле­тов даль­ней и во­ен­но-транс­порт­ной авиа­ции дос­ти­га­ет 8.

Ап­па­ра­ту­ра, обес­пе­чи­ваю­щая осу­ще­ст­в­ле­ние кон­тро­ля за ра­бо­той дви­га­те­лей, раз­ме­ще­на на при­бор­ных дос­ках кабины лет­чи­ков. Там же, кроме того, ус­та­нов­ле­ны и ры­ча­ги управ­ле­ния обо­и­ми дви­га­те­ля­ми.