книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак

трехщелевые выдвижные закрылки, работающие без срыва потока до углов отклонения 50 + 60° (рис. 9.20.е).

Зависающие элероны. Установка обычных элеронов умень­ шает площадь крыла, занятую закрылками н, следовательно, снижает эффективность применения механизации крыла. Для устранения этого явления на некоторых самолетах (например, на Ан-2) применяются зависающие элероны или элероны-за­ крылки, которые могут одновременно отклоняться вниз, со­ храняя при этом функции элеронов.

Предкрылки. Предкрылок располагается идопь передней кромки крыла. Между ним и крылом образуется профилиро­ ванная щель (рис. 9.20,ж).

Различают предкрылки с фиксированной щелыо, автома­ тические предкрылки, открывающиеся на больших углах ата­ ки под действием аэродинамических сил, н управляемые пред­ крылки.

Действие предкрылка проявляется в том, что па больших углах атаки струи воздуха, протекая через щель между пред­ крылком и крылом, увеличивают скорость пограничного слоя над крылом и препятствуют срыву потока. Критический угол атаки якрит и £\,шпх крыла при этом увеличивается.

Концевые предкрылки — предкрылки, установленные на концах крыла, увеличивают якр1|т и, предотвращая срыв пото­

ка с концевой части крыла, обеспечивают эффективность эле­ ронов на больших углах атаки. Применение концевых пред­ крылков практически не повышает несущую способность кры­ ла. Объясняется это тем, что предкрылки, увеличивая су тах

концевых участков крыла, перед которыми они находятся, лишь компенсируют потерю подъемной силы па средней части крыла, где начинается срыв потока.

Для крыла с положительной стреловидностью, у которого тенденция к концевому срыву потока особенно значительна, предкрылки целесообразно устанавливать на большей части размаха крыла.

На некоторых пассажирских самолетах установлены про­ стые но конструкции предкрылки Крюгера (рис. 9.20,з), назы­ ваемые иногда передними щитками. Предкрылки пли щитки Крюгера увеличивают эффективную кривизну носовой части профиля и повышают его акрпт. Аналогичный эффект дают отклоняемые вниз носки крыла (рис. 9.20,гг).

182

Обычно предкрылки применяются совместно со щитками пли закрылками (рис. 9.21). Правильно выбранная схема ме­ ханизации крыла и совместное отклонение закрылков и пред­

Рис. 9.21. Размещение механизации на крыле самолета: 1 — внутренний закрылок; 2 — интерцепторы; 3 — внешний закрылок; 4 — предкрылки.

крылков 6 = 0,05; 3 — угол отклонения щитка или закрылка.

183

3. Увеличение ускорения при разбеге

Увеличение / х ср раз6. — среднего значения ускорения само­

лета при разбеге, как следует из выражений (9.1) и (9.3), ие влияет на скорость отрыва, но приводит к уменьшению време­ ни и длины разбега.

Наиболее распространенным средством увеличения уско­ рения является повышение тяговооруженпости самолета

р=-рг- при разоеге. С этой целью используется взлетный ре-

жим работы двигателей, применяются форсажные камеры с дополнительным впрыском топлива за турбиной двигателя и специальные так называемые бустерные двигатели, работаю­ щие при взлете. Могут применяться также ракетные ускори­ тели, крепящиеся к фюзеляжу или крылу и сбрасываемые после взлета самолета. Время действия стартовых ускорите­ лей, работающих на твердом топливе, не превышает 15—20 сек. С их помощью можно получить очень короткие дистанции взлета. Увеличение ускорения при взлете может быть достиг­ нуто и с помощью аэродромных стартовых ускорителей — различного вида катапультных устройств, но вследствие гро­ моздкости и сложности, особенно для самолетов большого веса, такие устройства не находят применения в гражданской авиации.

184

переводом лопастей па отрицательные углы атаки, обеспечи­ вается реверсирование тяги турбовинтовых двигателей. Ре­ верс тяги турбореактивных двигателей осуществляется пово­ ротом на угол больше 903 газовой струп. Пример схемы ревер­ са тяги показан на рис. 9.23. Практически удается получить величину обратной тяги не более 35—40% от величины прямой тяги двигателя. Применение реверса тяги обеспечивает эффек­ тивное торможение самолета независимо от состояния ВПП.

Рис. 9.23. Схеми устр<'мстим для реверси тн;и реактивного двигателя.

s 5. ЛУГИ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТРЕБОВАНИИ

КПРОЧНОСТИ И РЕСУРСУ АВИАКОНСТРУКЦИЙ

1.Связь прочности и долговечности конструкции

сэкономичностью самолета

Одним из важнейших пунктов ЭТТ являются требования к прочности и ресурсу авиаконструкцнй. Выполнение их способ­ ствует обеспечению требований безопасности п экономичности.

Прочность (статическая и усталостная) должна быть обес­ печена для заданных условий эксплуатации, которые опреде­ ляются:

а) характером и величиной действующих нагрузок; б) температурными условиями работы конструкции; в) атмосферными условиями; г) интенсивностью эксплуатации.

187

Перечисленные условия непрерывно изменяются по мере развития авиации. Они связаны с летно-техническими харак­ теристиками самолетов.

Постоянное увеличение скорости полета приводит к росту действующих нагрузок и количеству их циклов в единицу вре­ мени. Переход к сверхзвуковым скоростям добавляет влияние температурных напряжений. Увеличение скорости полета свя­ зано с ростом тяговооруженности и, как следствие, с допол­ нительным влиянием акустических нагрузок.

Увеличение высоты полета создает дополнительные нагруз­ ки па герметичный фюзеляж за счет избыточного давления.

Рост дальности полетов влечет увеличение числа воздейст­ вий турбулентной атмосферы и других переменных полетных нагрузок. К тем же результатам приводит постоянный рост интенсивности эксплуатации, т. е. увеличение суточного и годо­ вого налета, частоты полетов.

Для самолетов МВЛ это выражается в значительном уве­ личении количества взлетов—посадок и, следовательно, пере­ менных нагрузок па конструкцию.

Таким образом, величина и количество действующих на

•части конструкции самолета нагрузок постоянно возрастают, появляются новые виды нагрузок и их комбинации (акусти­ ческие. температурные). Поэтому обеспечение прочности и не­ обходимых величин т„есс и fc является сложной проблемой.

Прочность и долговечность — свойства конструкции; их обеспечение, как и других свойств, связано с весовыми затра­ тами и влиянием па экономические показатели самолета. Ве­ личина весовых затрат наглядно иллюстрируется на рис. 9.24.

Для обеспечения статической прочности при единичной перегрузке (ну= 1) потребовалось бы около 55% веса конст­

рукции реального самолета. При этом величина "г>(.с.с= 0 и са­ молет может разрушиться в первом же полете, так как /гуэ> 1 .

Учет эксплуатационных перегрузок приводит к увеличению веса конструкции до 75% от его реальной величины. Величина "'росс при этом составила бы всего около 3000 час. Введение

коэффициента безопасности / = 1,5 для учета расчетной раз­ рушающей статической перегрузки увеличивает относитель­ ный вес конструкции до 89—90%. При этом ресурс конструк­ ции достигает 10.000 час. Чтобы величина тресс достигла

современного уровня (30000 час и более), необходимо дальней­

188

шее увеличение веса конструкции па 10—11%. При росте трес с одновременно увеличивается и межремонтный техниче­

ский ресурс tc.

Увеличение весовых затрат — не единственный путь обеспе­ чения необходимого ресурса. Другой путь — развитие конст­ рукции: изменение технологии производства, применение но­ вых материалов, новых методов конструирования. Этот путь

приводит, с одной стороны, к удорожанию единицы веса конст­ рукции (рис. 9.25,6), но с другой — к возможности воспринять определенную нагрузку при меньших затратах веса.

Примером является рис. 9.25,а, иллюстрирующий затраты веса па конструкцию панелей различных типов, работающих под воздействием акустических нагрузок. Качественно такими же будут зависимости, отражающие воздействие других видоз переменных нагрузок.

Таким образом, увеличение ресурса достигается возраста­ нием веса и стоимости авпаконструкцнй, что непосредственно

влияет на себестоимость перевозок через величины: гсам, GKH,

189

Рис. 9.25. Зависимость веса единицы поверхности а ) и стоимости 1 кгс

веса б ) панелей различных типов.

190

хРес.с’ (см. формулу (1.11)). Рост веса конструкции при­

водит к увеличению прямых эксплуатационных расходов, а рост долговечности (трес-с, tc) к их снижению. Поэтому увели­

чение долговечности конструкции не обязательно повышает себестоимость перевозок. Низкая долговечность (надежность) ведет к дополнительным затратам на техническое обслужива­ ние и ремонт.

Низкая надежность приводит к излишним простоям, паде­ нию регулярности полетов, увеличению количества запасных частей п т. д. Наоборот, повышение надежности сокращает количество п объем осмотров, уменьшая затраты на техниче­ ское обслуживание н ремонт.

Необходимо учитывать, что увеличение ресурса непосред­ ственно связано с обеспечением безопасности полетов, повы­ шает приток пассажиров п коэффициент коммерческой загруз­ ки самолета.

В итоге затраты, связанные с обеспечением прочности и долговечности, должны окупаться повышением срока службы конструкции и безопасности полетов.

2. Виды испытаний конструкции самолета

Все испытания конструкций делятся на два вида: лабора­ торные п летные.

До начала летных испытаний конструкция самолета про­ ходит широкий комплекс лабораторных испытаний:

1)статические испытания для определения прочности при действии статических нагрузок;

2)динамические испытания;

3)усталостные испытания под действием повторных нагру­ зок с целью определения выносливости конструкции и назна­ ченного ресурса;

4)тепловые испытания для оценки прочности в условиях кинетического нагрева;

5)модельные и прочие испытания.

Статические испытания являются основным средством контроля прочности авиационных конструкций, проверки ме­ тодов расчета, выбора и рационального размещения материа­ ла в конструкции.

Динамические испытания проводятся для органов призем­ ления, управления и др. с целью проверки динамической прочности и выносливости.

191