Московский государственный

Конструкция и работа оперения самолета

жүктеу/скачать 1.19 Mb.

бет	11/11
Дата	23.02.2016
өлшемі	1.19 Mb.
	#9525
түрі	Реферат

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11

7.4Конструкция и работа оперения самолета

Конструкция киля и стабилизатора большинства самолетов ГА аналогична конструкции и работе моноблочного крыла. Однако на самолетах типа Ан-24 они двухлонжеронной конструкции, а на самолетах Ту-134 стабилизатор моноблочной, а киль двухлонжеронной конструкции.

Моноблочную конструкцию стыкуют со смежными агрегатами (киль с фюзеляжем, половинки стабилизатора между собой и с фюзеляжем) по замкнутому контуру моноблока. Для этого используют специальные стыковочные и уголковые профили и накладки (рис. 30).

Моноблочная часть является силовой равнопрочной конструкцией по размаху. Силовые потоки здесь, как и в моноблочном крыле, между элементами конструкции не перераспределяются.

По всему размаху:

- поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов — _Q_;

- изгибающий момент — панелями моноблока — _М,

- крутящий момент — замкнутым контуром моноблока _М_кр

Рис. 30. Моноблочная конструкция киля и стабилизатора: 1 – законцовка, 2 – лонжероны, 3 – носок нервюры, 4 – обшивка, 5 – уголковый профиль, обеспечивающий стыковку замкнутого контура моноблока с боковиной фюзеляжа, 6 – шпангоуты, 7 – накладки, связывающие стрингеры с верхним сводом нервюр, 8 – накладки, соединяющие полки и стенки лонжеронов с усиленными шпангоутами, 9 – диафрагмы форкиля, 10 – антенна, 11 – руль направления, 12 – триммер, 13 – пружинный сервокомпенсатор, 14 – руль высоты, 15 – стекатели статического электричества.
Поперечная сила и крутящий момент стабилизатора передаются на фюзеляж, а изгибающие моменты консолей взаимно уравновешиваются. Все нагрузки с киля передаются на фюзеляж. При этом изгибающий момент киля становится крутящим моментом фюзеляжа.

Двухлонжеронную конструкцию стыкуют с фюзеляжем с помощью узловых соединений, расположенных на полках лонжеронов. Вдали от стыковки все нагрузки воспринимаются аналогично моноблочной конструкции. Вблизи стыковки наблюдается перераспределение силовых потоков. Все они сходятся к четырем узлам и передаются на фюзеляж срезом болтов (аналогично крылу лонжеронной конструкции).

Конструкция и работа рулей и элеронов аналогична конструкции и работе закрылка. Внешняя обшивка подкреплена внутренним силовым набором: лонжероном, дополнительной стенкой и нервюрами.

Рис. 31. Схема конструкции и работы рулей и элеронов

Расчетно-силовая схема представляет собой многоопорную балку, нагруженную погонной воздушной нагрузкой q^p_p, реакциями опор R^p_i, силой системы управления Т^p (рис. 31,a).

На риc. 31,б слева изображены эпюры сил и моментов, а справа даны расчетные формулы возникающих напряжений. Поперечная сила Q^p_p= P^p_p= -R^p_1,2,3 воспринимается стенкой лонжерона, в которой возникают касательные напряжения _Q, и передается на крыло (киль, стабилизатор).

Сила управления Т^p уравновешивается горизонтальной реакцией узлов подвески (рис. 32): T^p=R_x_1,2,3.

Изгибающий момент М^p_pвоспринимается полками лонжерона и прилегающей обшивкой _{п.лонж.обш} и здесь же самоуравновешивается (как и в крыле). Крутящий момент М^р_кр.рвоспринимается замкнутым контуром _Мкр и уравновешивается системой управления T^ph (cм. риc. 32):

Р^p_рd + R^p_1,2,3e = Т^ph.

Эксплуатационные величины этих моментов составляют шарнирный момент руля M_ш:

Р_рd+R_1,2,3e = P_p(d+e) = Тh = M_ш.

Рис. 32. Схема равновесия руля (элерона).
Величина шарнирного момента определяется известной аэродинамической формулой

из которой видно, что М_ш увеличивается пропорционально квадрату скорости полета и кубу линейных размеров руля. При маневрировании самолетов развиваются большие шарнирные моменты рулей и элеронов, преодолеть которые без специальных конструктивных устройств экипаж физически не в состоянии. На современных самолетах используют системы с аэродинамической компенсацией и автоматизированные системы с рулевыми гидроприводами.

8.Механизация крыла

Средства механизации крыла — отклоняемые части крыла, обеспечивающие уменьшение взлетно-посадочных скоростей, дистанций.
Средства механизации:

– щиток (Ту-134, Як-18Т);

– закрылок (Ан-2, зависающие элероны);

– щелевой закрылок (Ан-2 и Ил-14),

– предкрылок: самоотклоняющийся (Ан-2), управляемый (Ty-154, Ил-76, Ил-86);

– интерцептор (на всех магистральных самолетах);

– однощелевой выдвижной закрылок (Як-40, Як-42);

– двухщелевой выдвижной закрылок (Ил-18, Ту-134, Л-410);

– комбинация одно- и двухщелевого выдвижного закрылка (Ан-24, Ил-62);

– трехщелевой выдвижной закрылок (Ту-154, Ил-86).

Наибольшее распространение в настоящее время имеют щелевые выдвижные закрылки.

Отклонение щелевых закрылков сопровождается:

– увеличением эффективной кривизны профиля крыла;

– увеличением площади крыла в плане;

– сдувом с верхней поверхности пограничного слоя на больших углах атаки крыла;

– значительным увеличением сопротивления крыла при большом отклонении закрылка.

Свойства средств механизации крыла:

– максимальное увеличение несущей способности С_у_махS и качества С_y_мах/С_х крыла в рабочем положении средств механизации без нарушения балансировки или устойчивости самолета;

– наибольшее увеличение сопротивления C_хS крыла на посадке;

– минимальное сопротивление C_хS крыла в нерабочем положении средств механизации и на взлете;

– простота и надежность конструкции средств механизации при наименьшей их массе.

8.1Конструкция двухщелевого выдвижного закрылка

Двухщелевой закрылок представляет собой однощелевой закрылок, впереди которого установлен неподвижный профилированный дефлектор (рис. 33).

Дефлектор 7, как и собственно закрылок, дюралюминиевой конструкции и состоит из штампованных нервюр, обшитых тонким листом. По размаху дефлектор делится на несколько частей, между которыми размещаются узлы и механизмы подвески «в» и управления закрылка. Отдельные части дефлектора соединены с закрылком с помощью прессованных диафрагм 8.

Закрылок состоит из лонжерона 6, продольной стенки 9, хвостового профиля и штампованных нервюр 1. Снаружи закрылок имеет гладкую обшивку переменной толщины, в которой сделаны вырезы для крепления кареток 14 и размещения направляющих рельсов 15 для их подвески, а также для крепления шкворней 5 и гаек 4, винтовых механизмов 3 управления закрылка. Узлы крепления кареток и шкворней обычно штампуют из легкого и прочного сплава АК-6, а нервюры 1 вблизи их размещения усиливают.

Каретки представляют собой коробки, стенки которых штампуют из сплава АК-6. Основание коробки с помощью ушков неподвижно соединено четырьмя болтами с носком закрылка. На свободной консольной части коробки прикреплены направляющие ролики 11 — 13, которые опираются на нижний пояс направляющего рельса (монорельса) 15.

Направляющие рельсов изготавливают из легированной стали по винтовой линии (кроме самолетов Ил-62, Ил-76, Ил-86). В сечении они представляют собой двутавр. Каждый рельс крепится к заднему лонжерону крыла в трех точках, что обеспечивает полное защемление и позволяет воспринимать все нагрузки, приходящиеся на него со стороны роликов кареток (на рис. 33 видна только одна точка крепления).

Закрылок перемещается по винтовой линии, благодаря чему между закрылком и крылом образуется щель постоянной относительной ширины по размаху при любом угле отклонения.

Рис. 33. Конструкция двухщелевого выдвижного закрылка.

8.2Силы, действующие на закрылок

В отклоненном положении на закрылок действуют распределенные и сосредоточенные силы (рис. 34):

– аэродинамические поверхностные силы давления р_закрвоздушного потока, распределенные по внешней поверхности закрылка, которые сводятся к погонной нагрузке q_закр;

– силы реакции R_A и R_B, приложенные в местах опирания роликов кареток на направляющие рельсы;

– силы Т, приложенные к закрылку в узлах шарнирного соединения винтовых механизмов управления.

Примечание. Силами тяжести конструкции закрылка пренебрегаем.

Рис. 34. Силы, действующие на закрылок.
Для изучения работы конструкции закрылка под действием этих нагрузок воспользуемся известным методом силового расчета.

8.3Силовой расчет закрылка

Последовательность силового расчета конструкции закрылка та же, что и для крыла.

Схематизация закрылка очевидна из рис. 35. Силовая схема закрылка представляет собой многоопорную балку (на рисунке для упрощения показаны только две опоры А и В).

Наибольшие расчетные нагрузки действуют перпендикулярно нижней панели. Прочность и жесткость конструкции закрылка в этом направлении наименьшие.

Рассмотрим наиболее тяжелые условия работы закрылка под действием нормальных нагрузок, когда он отклонен на посадочный угол.

Расчетная воздушная нагрузка Р^р_закр определяется скоростным напором на посадке и параметрами закрылка:

P^p_закр=C_nq^э_minS_закрf,
где C_n = 1,0 - коэффициент нормальной силы при _закр= 60,

q^э_min= 0,0223V²_m_in_закр, МПа – скоростной напор на посадке (здесь V_mi_nзакр в м/с);

S_закр – площадь закрылков;

f = 2 – коэффициент безопасности.

Рис. 35. Расчетно-силовые схемы и эпюры нагрузок закрылка
Расчетная погонная воздушная нагрузка q^р_закр распределяется по размаху закрылка l_закр пропорционально хордам b_закр сечений:

Эпюра q^р_закр, как и закрылок, имеет трапециевидную форму.

Расчетно-силовая схема закрылка (рис. 35, а) представляет собой многоопорную балку, к которой приложены нормальные расчетные нагрузки:

– погонная расчетная воздушная нагрузка q^р_закр,

– расчетные силы R^p_А и R^р_В реакции опор, сумма которых принимается равной результирующей R^р=R^p_А+R^p_В;

– расчетная сила Т^p винтового механизма, которая в направлении, нормальном нижней поверхности закрылка, дает составляющую, равную Т^рsin, где  – угол между осью винтового механизма и нижней поверхностью закрылка.

Расчет поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов аналогичен соответствующему расчету крыла. Полученные результаты представляем в графическом виде (см. рис. 35, б, в, д).

Эпюра поперечной силы Q^p (рис. 35, б) имеет параболический характер. На консольных частях закрылка Q^p растет по мере приближения к опорам А и В. На опорах она скачком уменьшается с изменением даже знака нагрузки, что является следствием воспринятия нагрузки опорой не только с консольной, но и с половины средней части закрылка. Между опорой и винтовым механизмом поперечная сила вновь монотонно возрастает, а в середине закрылка увеличивается скачкообразно на величину Т^рsin.

Наибольшее значение поперечной силы наблюдается вблизи опор. С закрылка Q^p передается на моноблочную часть крыла, где векторно суммируется с поперечной силой крыла. Кроме того, вследствие несовпадения Q^p закрылка с осью жесткости крыла, она вносит изменение в эпюру крутящего момента крыла.

Эпюра изгибающего момента M^p_изг (рис. 35, в) характеризуется кубической параболой (на рис. 35 изгибающий момент обозначен М^р). На консольных частях закрылка М^p_изг растет по мере приближения к опорам А и В. На опорах она меняет направление (здесь эпюра Q^р проходит через нулевое значение). Между опорой и винтовым механизмом М^p монотонно уменьшается с изменением знака.В середине закрылка М^р_изг=Т^рsin 0,5l_{A -}_B, где l_A-_Bрасстояние между опорами.

Наибольших значений изгибающий момент достигает, так же как и поперечная сила, вблизи опор. Изгибающий момент уравновешивается на закрылке и на крыло не передается.

Эпюра крутящего момента M^p_кр, ( рис. 35, д) аналогично эпюре М^p характеризуется кубической параболой со скачками в опорах и в месте крепления винтового механизма.

Крутящий момент возникает вследствие несовпадения линии ЦД приложения погонной воздушной нагрузки q^p_закр с осью жесткости (лонжероном) закрылка ( рис. 34) и уравновешивается реакцией опор и винтового механизма ( рис. 35, г). Крутящий момент с закрылка передается на крыло в основном аналогично поперечной силе Q^p.

8.4Назначение и устройство интерцептора, предкрылка, щитка

Интерцепторы — верхние отклоняющиеся поверхности хвостовой части крыла, составляющие около 3% общей площади крыла. Они предназначены для уменьшения подъемной силы крыла, увеличения эффективности элеронов и лобового сопротивления самолета. Интерцепторы применяются в полете и на земле.

Отклоненные в одну сторону на обеих консолях крыла интерцепторы уменьшают подъемную силу крыла и увеличивают лобовое сопротивление при экстренном снижении по крутой траектории. Отклоненный вверх на одной консоли крыла интерцептор улучшает поперечную управляемость самолета при значительных отклонениях элеронов на всех этапах полета. Последнее весьма существенно для магистральных самолетов с тонкими стреловидными крыльями, эффективность элеронов которых падает при полетах на большой скорости и в турбулентной атмосфере вследствие деформации крыла и проводки управления.

На земле интерцепторы используют для сокращения длины пробега и дистанции прерванного взлета. Полное отклонение интерцепторов _инт = 50…60 обеспечивает значительное увеличение силы торможения самолета вследствие роста лобового сопротивления и силы торможения колес — результат интенсивного падения подъемной силы и роста нормальной нагрузки на тормозные колеса.

Интерцепторы состоят из отдельных секций. Конструкция секции аналогична конструкции простого закрылка. Управление секциями осуществляется с помощью гидромеханических приводов.

Секции интерцепторов, используемые в полете, блокируются с закрылками, связываются с элеронами с помощью дифференциального кинематического механизма и автоматически убираются при переводе двигателей на взлетный режим.

Секции интерцепторов, предназначенные для использования на пробеге, блокируются с положением шасси.

Синхронизация отклонения симметричных секций интерцепторов обеспечивается либо гидравлическими синхронизаторами-порционерами (Ту-134, Ту-154), либо общей жесткой тягой (Ил-62) .

В крайних положениях секции интерцепторов фиксируются шариковыми замками гидроприводов (Ту-134, Ту-154). На самолетах Ил-62 в отклоненном положении они запираются двусторонними гидрозамками, а в убранном — механическими замками.

Информация экипажа о выпущенном положении секций интерцепторов осуществляется светосигнализаторами, стрелочными индикаторами и лимбами.

Предкрылком называется профилированная передняя часть, обеспечивающая увеличение подъемной силы крыла до 20% за счет увеличения площади крыла в плане, кривизны профиля, сдува пограничного слоя.

Предкрылок самолета Ту-154 состоит из отдельных секций. Секции предкрылка жестко связаны с каретками, которые с помощью роликов опираются на прикрепленные к переднему лонжерону крыла рельсы. Система управления предкрылка аналогична системе управления закрылка. При выпуске предкрылок отклоняется вперед и вниз, образуя с крылом щель.

Рис. 36. Предкрылок самолета Ту-154:

1 – предкрылок (отклонен на 26), 2 и 4 – каретки в отклоненном и убранном положениях предкрылка, 3 – направляющий рельс, 5 – передний лонжерон крыла, 6 – подкос крепления направляющего рельса.

Л и т е р а т у р а

АП-25
Канн С.Н., Свердлов И.А. Расчет самолета на прочность. – М.: Маш. 1966. – 520 с.
Комаров А.А., Кудинов А.А., Зинченко В.И. Конструкция и эксплуатация воздушных судов. –М.: Трансп., 1986. – 345 с.
Воскобойник М.С., Миртов К.Д., Черненко Ж.С. и др. Конструкция и прочность летательных аппаратов гражданской авиации. – М.: Маш. 1991. – 450 с.
Броуде Б.Г. Основы конструкции летательных аппаратов. – Л.: ВАУ ГА. 1968. - 106 с.

жүктеу/скачать 1.19 Mb.

Достарыңызбен бөлісу:

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11