Дальность и продолжительность полета.

Дальность полета – это расстояние, которое может покрыть самолет в одном направлении при расходовании определенного запаса топлива.

Дальность складывается из участков набора высоты, горизонтального полета, снижения. Участок горизонтального полета составляет примерно 85% от всего расстояния для самолетов средней дальности и 95% для самолетов большой дальности.

Расстояние, которое может преодолеть самолет в безветренную погоду при полном израсходовании всего запаса топлива за исключением не вырабатываемого остатка называется технической дальностью полета.

Невырабатываемый остаток составляет примерно 1,5% от общего запаса топлива и определяется конструктивными особенностями топливной системы конкретного типа летательного аппарата так как топливо из баков не может быть полностью выработано. Обычно дальность полета (практическая дальность) определяется из условий расходования располагаемого запаса топлива то есть общего запаса топлива за вычитанием не вырабатываемого остатка и так называемого аэродинамического запаса (для выполнения различных маневров перед посадкой для повторного захода на посадку и так далее) составляющую 10-15% от общего запаса топлива на самолете.

Иногда полет выполняется с возвратом на аэродром вылета. Наибольшее расстояние которое может преодолеть самолет при условии возврата на аэродром вылета без промежуточных посадок называется радиусом действия. Время в течении которого самолет может продержаться в воздухе до полного использования данного запаса топлива называется продолжительностью полета. Дальность и продолжительность полета на горизонтальном участке определяется по километровому расходу топлива то есть расход топлива на 1 км пути и почасовому расходу под которым понимается количество топлива которое расходуется за и час.

Нормы прочности и жесткости.

Основными исходными данными для расчёта разрушающих нагрузок на самолёт и его системы служат нормы прочности, которые определяют классификацию самолёта. Нагрузку определяют с учётам назначения самолёта, его полётной массы и максимальной скорости полёта.

По нормам прочности самолёты разделяют на три класса:

1.А- Манёвренные самолёты, на которых выполняют все фигуры высшего пилотажа без ограничений. Максимальное значение эксплуатационной перегрузки на этих самолётах устанавливают исходя из физиологических возможностей пилота и составляет 7-9 ед.

2. Б- Ограничено манёвренные самолёты. На них выполняют фигуры высшего пилотажа, но с ограниченными по перегрузкам максимальное значение эксплуатационной перегрузки для этих самолётов в 1.5-2 раза меньше чем для самолётов класса А.

3.В- Не маневренные самолёты. К ним относится все тяжёлые самолёты на которых не разрешается выполнять фигуры высшего пилотажа. Для полётов этого класса эксплуатационная перегрузка в 3-4 раза меньше, чем у самолётов класса А.

Из всех возможных нагрузок действующих на самолёт для расчёта конструкции на прочность выбирают наибольшую, которая может возникнуть при эксплуатации.

Предельные нагрузки (максимальная и минимальная эксплуатационные перегрузки) устанавливается тактико-технические требования в зависимости от класса самолёта.

Конструкция самолёта должна быть не только достаточно прочная, то есть способной воспринимать не разрушаясь внешней нагрузки, но и достаточно жёсткой, способной противостоять деформациям от нагрузок.

Деформация частей самолёта изменяя его внешние формы может привести к значительному уменьшению эффективности рулей, изменение характеристик устойчивости, появлению автоколебаний.

Поэтому самолёт в целом и его отдельные части рассчитывают не только на прочность, но и на жёсткость.

Нормы жесткости регламентируют нагрузку в пределах которой не должны быть потери устойчивости обшивки и заметных остаточных деформаций конструкции. Нормируют эффективность рулевых поверхностей и допустимые значения прогибов и углов закручивания несущих поверхностей. Нормируют также критические скорости автоколебаний несущих поверхностей.

По максимально хотя и ровно повторяющимся нагрузкам обычно рассчитывают прочность конструкции. Однако не большие но часто повторяющиеся нагрузки могут существенно повлиять на срок службы конструкции. В местах резкого изменения формы детали и там где имеются надрезы, царапины, трещины и прочие повреждения. Нарушаются сплошность материала возле отверстий, то есть в местах концентрации направлении могут возникать микро трещины. Под действием переменной нагрузки они постепенно проникают внутрь детали по мере своего развития, все больше ослабляют работчее сечение. И когда наступает момент сопротивление, нагрузки оказываются недостаточным и происходит разрушение. Чем меньше действующая переменная нагрузки тем больше циклов необходимо чтобы произошло разрушение.

четверг, 10 ноября 2011 г.

Застекленная часть фюзеляжа называется фонарём. Форма фонарей их размещение и размеры выбирают из условии обеспечения наилучшего обзора и наименьшего сопротивления. Угол наклона козырька фонаря принимают равным 50-65. лобовые стекла фонаря как правило имеют электро обогрев для предотвращения обледенения в полете .

Фонарь состоит из каркаса отлитого или отштампованного из алюминиевого или магниевого сплава и стекла. Стекла крепятся к каркаса болтами и прижимаются дюралюминиевой лентой вырезы под входные двери трансп. Самолетов чаще всего располагают на боковой поверх. Фюзел. И в некоторых случаях устанавливают и в нижней части. Ширина двери обычно не превышает 800 мм а высота 1500. размеры грузовых дверей (люков) и их размещение обусловлены минимальной затратой времени на загрузку и разгрузку самолетов размерами грузов и удобствами эксплуатации. Расположение люков зависит от назначения самолетов его схемы типа шасси и других признаков. Открываются двери внутрь кабины либо сдвигаются вверх или в сторону. Двери делают обычно в виде клина основанием которого служит внутренняя поверхность её створки. Избыточное давление в герметизированных Фюзеляжей. Прижимает створку двери к основанию при открытой двери в кабине экипажа загорается сигнальная лампа. Вырезы под двери усиливают установкой вместе выреза более мощных шпангоутов и стрингеров.

Двери изготавливают как правило из штампованных дюралюминиевых чаш подкрепленных каркасом. Герметизируются двери резиновыми профилями современные самолеты летают на больших скоростях и для обеспечения нормальной жизнедеятельности пилотов и пассажиров требуется создавать необходимое давление кабина самолета внутри которой в полете поддерживается повышенное давление воздуха ( по сравнению с атмосферным называется герметической такая кабина выполненная в виде обособленного силового агрегата и установленная в фюзеляже без включения её в силовую схему называется подвеской.

Размеры кабины не зависят от размеров и обводов фюзеляжа поэтому она может быть выполнена найвыгоднейшими по прочности формами и минимальными размерами.

Кабины пассажирских самолетов как правило представляют собой герметизированный отсек фюзеляжа и полностью включены в его силовую схему подобная кабина работает как сосуд под действием внутреннего давления так же подвергается изгибу и кручению как и обычный фюзеляж. По соображению прочности наилучшей формы сооружения нагруженного из нутру избыточным давление является шар но в связи с неудобствами размещения в такой кабине экипажа и пассажиров стремятся предать кабине форму цилиндрической оболочки закрытой по концам сферическими днищами.

Переход от цилиндрических стенок к днищу по возможности должен быть плавным без переломов. При переломах днище нагруженное избыточным давлением сжимает стенки цилиндра в направлении радиусов и тогда в этом месте необходимо устанавливать усиленный шпангоут особенно необходимо подкреплять плоские днища. Для сохранения в кабине избыточного давления необходимо обеспечить её герметичность разумеется обеспечить полную герметичность кабины очень трудно поэтому допускается некоторая утечка воздуха не снижающая безопасности полета.

Герметизация кабин достигается герметизацией обшивки и остекления люков и дверей выводов из кабин тяг тросов валиков управления самолетом и двигателем электропроводки трубопроводов и так далее. Герметизация листов обшивки в месте их соединения и крепления к элементам каркаса фюзеляжа создается много рядными швами установкой уплотнительных лент закладываемых между листами обшивки и каркаса в внутренней стороны кабины заклепочные швы покрывают герметизирующими замазками. Входные двери загрузочные люки запасные выходы подвижные части фонаря окна остекленные стеклом герметизируют резиновыми профилями и прокладками. Люки и двери открывают внутрь кабины и герметизируют различными способами.

При герметизации с помощью пластинчатого клапана полоску из пластинчатой резины укрепляют с внутренней стороны по контору выреза и тогда избыточное давление прижимает края клапана к люку и тем самым щели герметизируются. Сложнее герметизировать люки открывающиеся на ружу потому что они больших размеров и изб давление будет их отжимать. Такие люки герметизируют чаше всего резиновой трубкой надуваемой воздухом для обеспечения герметичности тяг управления с возвратно поступательным движением чаще всего используют гофрированный резиновый шланг цилиндр формы. Тросы управления чаще всего герметизируются пробками диаметром меньшим чем диаметр тросов и продольным разрезом позволяющим устанавливать на трос.

Для уменьшения силы трения трос покрывают не замерзающей смазкой содержащей графит. Детали передающее вращательный момент герметизируют резиновыми уплотнителями. Трубопроводы герметизируют с помощью переходников. К переходнику с одной и с другой стороны перекидными гайками крепятся трубопроводы.

Электропроводка герметизируется специальными отводами. Для герметизации кабины используется пористые рыхловолокнистые материала. Теплоизоляционное покрытие служит и звукоизоляции.

Оперение самолета.

Несущие поверхности предназначенные для создания устойчивости, управляемости и балансировки самолета называют оперением.

Продольная балансировка устойчивость и управляемость обычной схемой обеспечивается горизонтальным оперением. Путевая балансировка устойчивость и управляемость вертикальным оперением. Балансировка и управление самолета относительно продольной оси элеронами. Оперение обычно состоит из неподвижных поверхностей служащих для обеспеченя равновесия ( балансировки) устойчивости и подвижных поверхностей при отклонении которых создаются аэродинимические моменты необходимые для нормализации полета.

Не подвижная часть горизонтального оперения называется стабилизатором, а вертикального килем. К стабилизатору шарнирно крепится руль высоты состоящии обычно из двух половин, а к килю руль направления.

По конструкции основные части оперения стабилизатор и киль подобны. Одинаковые по конструкции также рули высоты и направления на больших самолетах стабилизаторы выполняют разъемными. Киль может быть изготовлен за одно целое с фюзеляжем или в виде отдельной части.

Каркас оперения современных самолетов как правило металлический. Обшивка киля стабилизатора дюралюминиевые то есть жесткие рули самолетов малых до звуковых скоростей обшивают полотном что уменьшает их массу и упрощает конструкцию на скоростных самолетах обшивка как и каркас рулей металлически.

Киль и стабилизатор на небольших самолетах чаще всего делают двухланженонными на тяжелых самолетах киль и стабилизатор обычно моноблочной конструкции с работающей обшивкой. Основные элементы силового набора ( лонжероны, стенки, стрингеры, нервюры) по конструкции такие же как у крыла и выполняют те же функции то есть изгиб воспринимается поясами лонжеронов а кручение замкнутым контуром то есть обшивка стенки лонжерона стабилизатор и киль крепятся к фюзеляжу с помощью углов на лонжеронах и шпангоутов. Для крепления рулей стабилизатор и киль имеют кронштейны со специальными одноосевыми шарнирами.

Рули и элероны, как правило, выполнены с однолонжеронными с набором стрингеров и нервюр для увеличения жесткости передней части руля устанавливают стенку то есть вспомогательные лонжероны.

В современном самолетостроении используют три характеристики типа рулей

1. это руль с трубчатым лонжероном

2. руль с жестким носком

3. руль с жесткой обшивкой, который применяется для скоростных самолетов

В руле любого типа набор нервюр воспринимает аэродинамическую нагрузку возникающую на поверхности руля и передает её на лонжерон и контур кручения, а также на жесткую заднюю кромку.

В первой схеме нервюры руля передают нагрузку только на лонжерон, а поскольку он трубчатый то успешно работает на изгиб и кручение

Во второй схеме силы с нервюр передаются на стенку балочного лонжерона, а момент на контур. Образованный стенкой лонжерона и жестким носком этот контур работает на кручение. В этой схеме функции распределены следующим образом.

Поперечный изгиб воспринимает балочный лонжерон, а кручение контур силового носка.

В третьей схеме подобная распределение функций, но крутящий момент передается сдесь на весь контур обшивки, а не только на носок.

Нервюры крепятся к другим элементам в соответствии со схемой передачи сил. У рулей первой схемы только к ланжеронам. У рулей второй и третьей схемы к стенкам лонжеронам и контуру образов этими стенками и обшивкой. Для лучшего использования обшивки и восприятия изгибающего момента а также сохранения формы и профиля применяются рули с пенопластовым или сотовым заполнителем. Такие же рули обладают высокой жесткостью при малой массе.

Триммер представляет собой вспомогательную рулевую поверхность устанавливаемую в хвостовой части основного руля. С помощью триммеров самолет балансируется относительно всех его осей при изменении центровки и режима полета. Триммер отклоняется не зависимо от руля с помощью самотормозящихся механизмов. Триммер руля высоты как правило управляется тросовым механическим устройством сущность работы триммера можно пояснить следующим примером при отказе одного из двигателей самолета возникает разворачивающий момент противодействие которому может быть создано отклонением руля поворота.

Длительный полет с отклонением руля, утомителен для пилота отклоняя триммер в сторону противоположную отклонению руля нагрузку на ноги пилота можно уменьшить до сколь угодно малой величины. Компенсирующий момент от триммера противоположный шарнирному моменту возникает в следствии силы приложенной к триммеру хотя сама сила и не велика.

При наличии отклоняемых стабилизаторов и киля необходимость в триммере отпадает. Триммер, как правило, цельно металлический и состоит из диафрагмы, лонжерона и обшивки. Крепление триммера к рулю шарнирное.

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ.

Системы управления самолетом разделяют на основные и вспомогательные

К основным принято относить системы управления рулем высоты, рулем направления и элеронами.

Вспомогательное управление это управление двигателями триммерами рулей средствами механизации крыла шасси и тормозами. Любая из основных систем управления состоит из рычагов управления и проводки связывающей эти рычаги с рулями. Рычаги управления отклоняются пилотами с помощью штурвальной колонки или ручки управления перемещаемые усилием руки пилот управляет рулем высоты и элеронами.

Рулем направления управляют с помощью ножных педалей конструкция при управления предусматривает чтобы отклонение командных рычагов, а следовательно и изменение положения самолета в пространстве соответствовали естественным рефлексам человека. Например движение вперед правой ноги пилота действующее на педаль вызывает отклонение руля направления и перемещение самолета в право. Перемещение штурвальной колонки вперед от себя вызывает снижение самолета и увеличение скорости полета.

Для облегчения пилотирования и повышения безопасности полета при продолжительном полете управлением большинства гражданских самолетов дублируется то есть устанавливаются две пары педалей две штурвальные коробки или ручки которые связанны между собой так что отклонение рычага первого пилота вызывает такое же отклонение рычагов у второго пилота. Уменьшить усилие или даже полностью снять нагрузку с рычагов управления можно с помощью аэродинамической компенсацией для преодоления больших превышающих физические возможности пилотов усилий на рычагах управления к системе управления подключают гидравлические или электрические приводы которые называются усилителями (бустерами). В этом случае пилот управляет усилителями которые в свою очередь отклоняют рули.

Система управления самолетов предназначенных для длительных полетов снабжается автопилотом который обеспечивает пилотирование автопилоты с гироскопическими датчиками углового положения самолета стабилизируя угол тангажа обеспечивают движение с постоянной высотой и скоростью стабилизируя угол крена и обеспечивая движение в заданном направлении. Вопрос о необходимости включения автопилота принимает командир воздушного судна.

Самый важный этап полета это посадка. Особенно в условиях плохой видимости или отсутствием видимости земля например при тумане здесь управление по обычным пилотажным приборам не возможно. Ранее посадка в таких условиях запрещалась и её производили на ближайшем запасном аэродроме как правило в другом городе за сотни километров.

В настоящее время созданы устройства позволяющие производить автоматическую посадку без участия пилота и видимости земли. Автоматическое управление пасодкой сводится к стабилизации траектории снижения заданной в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Датчиками информации о режимах полета скорости высоте и местоположении самолета является трубка Пито, радиовысотомер, радиомаяки и инерциальная система.

Инерциальная система это автономная навигационное устройство построенное по принципу интегрирования скоростей замеряемых в некоторой стабилизируемой системе координат. Для решения навигационных задач на борту самолета устанавливают бортовую цифровую вычислительную машину. Позволяющую автоматически управлять траекторию полета по заданной программе.

Автоматизация систем управления (ОСУ) приводит к постепенному отказу от механической проводки управления и переходу к электродистакционным проводным системам. Информация поступающая в ОСУ самолета формируется в виде электрических сигналов которые реализуются приводами управления при этом система управления значительно упрощается и получается более удобной и гибкой при монтаже на самолете. Устраняется вредное влияние на процесс управления, трения люфтов проводки упругих деформаций конструкции и так далее.

Информация предназначенная для экипажа самолета поступает на индикаторы приборной доски управление летательных аппаратов совершающих полеты на больших высотах в сильно разряженной атмосфере, а также аппаратов вертикального взлета и посадки не значительны. Когда аэродинамические силы действующие на самолет не значительны и обычные аэродинамические рули не эффективны осуществляется с помощью струйных или газовых рулей дефлекторов и отклоняющихся двигателей.

Струйные рули представляют собой реактивные сопла к которым подводятся сжатый воздух от баллонов или компрессоров двигателя. Управляющими в жатом случае являются реактивные силы возникающие в каждом сопле при истечении из него сжатого воздуха. Газовые рули имеют форму обычного аэродинамического руля установленного в струе газов вытекающих из сопла реактивного двигателя.

Большая скорость истечения газов позволяет получить значительные силы при сравнительно не большой площади рулей, так как рули омываются газами с высокой температурой то материалом для их изготовления служит керамика.

Дефлектор представляет собой устройство отклоняющее реактивную струю газов изменение направления тяги двигателя путем поворота всей установки требует громоздких и сложных устройств обладающих большой массой и инертностью. Привод рулевых устройств может быть гидравлическим электрическим и пневматическим. Управление стабилизатором осуществляется чаще всего гидромоторами через винтовую пару при этом предусмотрены меры полностью исключающие возможность самопроизвольного отклонения стабилизатора.

При выключенной системе управления стабилизатор надежно фиксируется в любом положении. Он управляется с кабины экипажа а его положение контролируют по индикатору на приборной доске.

ЭЛЕМЕНТЫ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ.

Рулем высоты и элеронами управляют при помощи ручки управления или штурвальной колонки. Ручка представляет собой вертикальный рычаг с двумя степенями свободы то есть поворичивающися вокруг двух взаимно перпендикулярных осей. При движении ручки вперед или назад отклоняется руль высоты, а при перемещении ручки влево или вправо отклоняются элероны.

На тяжелых самолетах вследствие большой площади рулей высоты и элеронов увеличиваются нагрузки потребные для отклонения рулей. В это случае самолетом удобнее управлять с помощью штурвальной коробки.

Подобных колонок на самолете две. Одной управляет командир воздушного судна другой второй пилот. Каждая колонка состоит из дюралевой трубы штурвала нижнего узла опоры штурвальной колонки в торцах которого находятся шарикоподшипники. В нижней части колонки имеется рычаг к которому присоединены тяги управления рулем высоты. Тяги управления элеронами соединены с качалками установленными на кронштейнах.

На каждом штурвале установлены кнопки управления связной радиостанции включение и отключение автопилота самолетного переговорного устройства и переключатель управления триммером руля высоты. Для управления рулем управления предназначены педали двух типов перемещающиеся в горизонтальной плоскости и перемещающиеся в вертикальной плоскости. Педали перемещающиеся в горизонтальной плоскости перемещаются по прямолинейным направляющим или на шарнирном параллелограмме собранном из стальных тонкостенных труб.

Параллелограмм обеспечивает прямолинейное перемещение педалей без их поворота что необходимо для удобного и неутомительного положения ног пилотов. Педали перемещаются в вертикальной плоскости имеют нижнюю или верхнюю подвеску. Положение педалей можно регулировать подгоняя под рост пилота.

Проводка управления может быть гибкой жесткой или смешанной. Гибкая проводка управления выполняется из тонких стальных тросов диаметры которых выбираются в зависимости от действующей нагрузки и не превышают 8 мм. Так как тросы могут работать только на растяжение то управление рулями в током случае выполняется по двухпроводной схеме. Отдельные участки тросов соединяются тандеррами. Для уменьшения провисания тросов на прямолинейных участках используются текстолитовые направляющие, а в местах перегиба троса устанавливаются ролики с подшипниками.

Жесткая проводка представляет собой систему жестких тяг и качалок. Качалки служат промежуточными опорами которые необходимы для деления тяг на сравнительно короткие участки. Чем короче тяга тем меньше вероятность вибрации но чем больше разъемов у тяг тем больше масса проводки. Тяги имеют трубчатое сечение и изготавливаются из дюралюминия реже из стали. Для повышения надежности управления каждая тяга выполняется из двух труб вставленных одна в другую. Основная труба наружная, а внутренняя является дублером основной.

Каждая труба в отдельности может воспринимать расчетную нагрузку приходящеюся на эту тягу. Достоинство жесткой проводки следующее:

-отсутствие вытяжки проводки при эксплуатации что исключает возможность образования люфтов малые силы трения высокая живучесть

Недостатки жесткой проводки по сравнению с гибкой это большая масса и потребность в значительных объемов для её размещения. Гибкую проводку не следует применять при передаче больших усилии, а также в тех случаях от управления требуется большая точность исполнения. Для поддержания тросов управления и изменения их направления применяют ролики которые прессуют из текстолита. И для уменьшения трения в них вмонтированы шарикоподшипники.

Кронштейны крепления роликов обычно литые из магниевых сплавов. Тяги жесткой проводки монтируют на качалках и роликовых направляющих.

Качалки служат для изменения направления движения, а также для изменения усилия в тягах. Все качалки имеют шарикоподшипники которые исключают возможность заедания от перекосов при неточностях монтажа или деформациях самолета.

На участках где тяги совершают прямолинейное движение устанавливают роликовые направляющие которые имеют фланцы, крепления к фюзеляжу. Управление механизацией крыла осуществляется приводом с механической трансмиссией или цилиндрами гидросистемы самолета. При механической трансмиссии поверхности управления перемещаются винтовымими механизмами вращение которых от привода передаётся через угловые редукторы вращающимися валами.

Каждая секция закрылка, интерцептора и другой отклоняющейся поверхности перемещается двумя винтовыми механизмами. Приводами пилот управляет дистанционно с помощью механической тросовой или электрической проводки. Для защиты трансмиссии от перегрузки в нее включают ограничители крутящих моментов и эластичные муфты, также устанавливают датчики ассиметрии поверхности управления.

Ассиметричное перемещение, например, в случаи обрыва трансмиссии может привести к крену самолета который с помощью элеронов не всегда можно парировать.

Система защиты от ассиметрии сравнивает положение левых и правых поверхностей управления, и при наличии разности отклонения выше допустимой, прерывает цепь, управления приводим. Валы трансмиссии пустотелые имеют промежуточные опоры гермовыводы в местах выхода из фюзеляжа в крыло, карданные соединения для компенсации неточности сборки и отклонения осей. Систему управления механизации входит также система сигнализации и контроля положения.

среда, 23 ноября 2011 г.

Системы управления с усилителями.

С увеличением скоростей, размеров и массы самолетов нагрузки на поверхность управления увеличиваются. Однако усилия на рычаги ограниченные физическими возможностями пилота и не должны превышать определенных значений.

При больших усилиях на органах управления пилот не может действовать достаточно быстро что ухудшает маневренность самолета. Утвердилось мнение что мощное аэродинамическая компенсация и следовательно ручное управление то есть управление без усилителей возможны только только при скоростях полета соответствующие числу М не более 0,9.

Отказ от использования воздушного потока для уменьшения нагрузок на органы управления пилота потребовал установки на самолете достаточно мощного источника энергии на самолете. Таким источником в большинстве случаев является самолетная гидросистема приспособленная для питания бустеров (гидроуселителей).

Гидра привод в системе управления используется благодаря быстродействию малой массе приходящийся на единицу мощности. При наличии гидроусилителей пилот управляет не рулями а распределительными устройствами гидропривода.

Аэродинамический момент при отклонении руля пилотом не ощущается он полностью передается на конструкцию самолета через гидроусилитель с появлением которого отпали трудности связанные с аэродинамической компенсацией рулей.

Отработка рулей с гидроусилителями почти не требует летных испытании и производится полностью на наземных стендах, что дает большую экономию времени и средств. Значительно упрощается применение автопилота так как при наличии в системе гидроусилителей можно уменьшить мощность рулевых машин автопилота.

Некоторые конструкции гидроуссилителей позволяют уменьшить или даже полностью устранить весовую балансировку рулей. Применяются две разновидности гидроусилителей системы управления рулями. Это не обратимые и обратимые.

Необратимыми называю такие гидроусилители в которых нагрузка приложенная к выходному звену (например: шарнирный момент руля) преодолевается силовым узлом и на ручку управления не передается.

Для создания на ручки «Чувства управления» её нагружают с помощью спец. устройств самое простейшее из них это пружина с зависимостью усилия от наклонения ручки. Однако такие устройства не удовлетворяют пилотов так как создают на органах управления одинаковые усилия при минимальной и максимальной скоростях полета и легко могут стать причиной опасной перегрузки самолета при маневре.

Распространение получили: нагрузочные автоматы в сочетании с необратимыми усилителями, которые дают возможность выбора наилучших характеристик управляемость для любого самолета. Чтобы освободить пилота от утомительной необходимости держать усилия при ручном управлении загрузочное устройство снабжается механизмом гримерного эффекта.

Необратимые системы применяются в основном при больших нагрузках на органы управления в тех случаях когда нет необходимости создавать на ручки ощущение нагрузки например в случае управления передним колесом самолета. На легких самолетах получили распространение обратимые системы управления в которых обеспечивается передача известной части аэродинамических нагрузок действующих на рули на ручку управления. Подобное управление с пропорциональной чувчтвительностью на ручке умеьшает возможность перегрузки конструкции при различных эволюциях самолета.

Нагрузка от шарнирного момента может быть передана на ручку управления при помощи соответствующей рычажной системы обратной связи либо гидравлическим способом. Для повышения надежности сиситемы управления снабженных гидроусилителями применяют

1. Рзделение рулей на несколько секции каждая из которых отклоняется отдельным усилителем

2. Установка на самолете нескольких автономных гидравлических систем число которых равно числу авиадвигателей

3. Питание усилителей различных секций независимыми гидравлическими системами.

таким образом чтобы при отказе одного усилителя для управления самолетом оставалось действующее часть секции рулей которые обеспечит продолжение полета и посадку. В случае полного отказа гидравлической системы на некоторых самолетах предусмотрен переход на ручное управление. При этом в многосекционных рулевых поверхностях может отклонятся лишь часть поверхности.

Для того чтобы находящиеся в силовом цилиндре усилителя жидкость не припятствовала ручному управления обе полости цилиндра сообщаются между собой через обводной канал. При наиболее опасных повреждениях например заедание золотникового распределителя усилитель должен автоматически отключаться от системы управления для прдотвращения её заклинивания.

Стремление повысить экономичность транспортных самолетов приводит к увеличению их размеров и взлетной массы. Следует заметить что моменты создаваемые поверхностями управления по мере увеличения массы самолетов становятся менее эффективными по сравнению с моментами инерции конструкции поэтому реакция самолета на отклонение поверхности управления становится не приемлемо малой. В связи с этим можно ожидать в будующем изменении методов управления большими самолетами.

КРЫЛО И ФЮЗЕЛЯЖ УЧИТЬ.

ШАССИ САМОЛЕТА!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

Для устойчивого положения самолета на земле необходимы минимум три опоры в зависимости от расположения опор относительно центра тяжести самолета различают следующие основные схемы.

1. С хвостовой опорой.

2. С бредней опорой.

3. Велосипедное шасси.

У шасси с хвостовой опорой шасси симметрично относительно его продольной оси, а хвостовая опора позади центра тяжести.

У самолета оснащенного шасси с передней опоры. Основные опоры расположены позади центра тяжести самолета симметрично относительно его продольной оси. А передняя опора расположена в плоскости симметрии самолета впереди центра тяжести.

У самолетов с шасси велосипедного типа цент тяжести находится примерно на равном расстоянии от колес или колесных тележек, которые располагаются в продольной плоскости самолета одно.

Боковые опоры расположены на концах крыльев и ударную нагрузку при посадке и взлете не воспринимают. Боковые опоры поддерживают крыло при кренах самолета во время стоянки и рулении по аэродрому.

Шасси велосипедного типа применяются на самолетах с тонким профилем крыла (шасси убирается в фюзеляж, а не большие боковые опоры в крыло)

Наиболее широко применяются на современных самолетах шасси с передней опорой. Что объяснится следующими преимуществами:

1. Возможностью приземлятся на большей скорости по сравнению с самолетами имеющими шасси с хвостовой опорой так как при этом носовая стойка предохраняет самолет от капота (западания самолета на переднюю честь). Более энергично тормозятся колеса и при приземлении на основные колеса угол атаки и коэффициент подъемной силы крыла уменьшается.

2. Это хорошая путевая устойчивость при пробеге и разбеге

3. Горизонтальное положение оси фюзеляжа обеспечивает хороший обзор экипажу и пассажирам облегчается загрузка самолета, реактивные двигатели помещаются горизонтально и газовая струя не разрушает покрытие аэродрома.

Но схема шасси с передним крылом не лишена недостатков: Это сложность передвижения по мягкому грунту «так как зарывается переднее колесо». Большая опасность при посадке с поврежденной передней опоры, большая масса конструкции и трудность обеспечения определенного объема передней части фюзеляжа для уборки колеса.

Для обеспечения необходимой устойчивости и маневренности самолета во время движения по взлетно-посадочной полосе опорные точки шасси должны быть размещены на определенном расстоянии друг от друга и от центра тяжести самолета. Основные величины характеризующие расположение опорных точек самолета следующие:

- колея.

- база.

- высота шасси.

- угол стоянки.

- угол выноса основных колес относительно вертикали самолета.

Краткая характеристика.

Колея шасси - это расстояние между центрами площадей контактов основных колес с землей, что определяет поперечную устойчивость самолета и легкость маневрирования его по земле. Чем шире колея, тем меньше возможность опрокидывания самолета на крыло и тем лучше управление самолета на земле с помощью тормозов. Однако устойчивость при этом ухудшатся, то есть самолет становится не чувствительным ко всяким неровностям аэродрома при недостаточно широкой колее самолет при взлете и посадке с креном может коснуться за концовкой крыла земли. У современных самолетов колея шасси обычно составляет от 0.15 до 0.35 размаха крыла.

Высота шасси - самолета это расстояние от земли до центра тяжести самолета для самолетов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями высота. Шасси выбирается из условия, что при горизонтальном положении базовой линии самолета расстояние от конца лопастей воздушных винтов при полном обжатии пневматикой колес и амортизационных стоек до поверхности аэродрома должно быть не менее 0,5 метра.

База шасси - это расстояние между центрами колес основных и передних опор для шасси с передней опорой выгоднее базу делать, возможно, большей, так как при этом уменьшается опасность опрокидывания самолета через переднюю часть. База определяет нагрузку на переднюю или хвостовую опору и чем больше база, тем нагрузка на вспомогательную опору меньше. База шасси современных самолетов составляет от 20% до 40% длинны фюзеляжа база шасси с хвостовой опорой особого значения не имеет, так как она выбирается из условий получения необходимого угла атаки, а также малой нагрузки на хвостовую опору.

Стояночный угол самолета это угол между продольной осью самолета и горизонтом для шасси с передней опорой он составляет от 0 до 4 градусов. Также для шасси передней опорой большое значение имеет угол выноса (это угол между вертикалью и плоскостью проходящей чрез центр тяжести самолета и точки касания основных колес шасси с землёй при необжитых амортизаторах). Этот угол должен быть минимальным для уменьшения нагрузки на переднюю опору, но в то же время достаточным для предохранения от опрокидывания самолета на хвостовую часть при любой посадке.

ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ И СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ШАССИ,

Основными частями шасси являются:

- колеса

- лыжи или гусеницы

- амортизаторы.

- боковые передние или задние подкосы

- замки, фиксирующие опоры в заданном положении и обеспечивающие уборку или выпуск опор.

Не убирающиеся шасси в настоящее время применяются редко подъемника и замка не имеют.

По конструктивно силовым схемам шасси можно разделить:

1. Ферменные

2. Балочные

3. Ферменно-балочные.

Ферменное шасси образуют пространственную ферму к которым крепятся оси колес. Стержни фермы, в число которых входят и амортизационная стойка воспринимают усилия сжатия и растяжения. Несмотря на малую массу и конструктивную простоту ферменные шасси применяются редко и только на самолетах малых скоростей, так как уборка такого шасси чрезвычайно затруднена.

Балочное шасси – представляет собой консольную балку, верхний конец которой крепится к крылу или фюзеляжу. На нижнем конце балки крепится колесо или лыжа. Стойка шасси под действием силы реакции опоры работает на сжатие и изгиб максимальный изгибающий момент будет в узле крепления поэтому узел крепления стойки к самолету должен быть достаточно мощным.

Ферменно-балочное шасси состоит из одной (одностоечное) или двух (двухстоечное) консольных балок подкрепленными подкосами. Установка добкосов разгружает стойку от разгибающих моментов. Боковой подкос от момента создаваемого боковой силой а передний или задний от действия момента силы направленного вдоль оси самолета. Ферменно-балочные шасси получили наибольшее распространение.

Для самолетов большой полетной массой серьезной становится проблема уменьшения удельной нагрузки на грунт так как проходимость самолета по грунту обратно пропорциональна массе и с увеличением числа колес опорная поверхность увеличивается. Применение много колесного шасси способствует повышению энергоемкости тормозов и уменьшает опасность аварии при проколе одного из пневматиков поэтому широкое применение получили шасси со спаренным креплением колес на тележке. Наибольшее распространение получили многоколесные тележки с числом колес до 8 штук.

Встречаются самолеты у которых для увеличения проходимости шасси имеют несколько колес. Расположенных вдоль фюзеляжа расположенные в один или два ряда.

Широкое применение в настоящее время получило шасси с рычажной подвеской. У такого шасси ось колеса располагается не на амортизационной стойке, а на конце вильчатого рычага который прикреплен к жесткой стойке. С помощью подвижной детали амортизатора штоком вильчатый рычаг соединяется шарнирно с помощью шатуна. Благодаря шарнирному соединению амортизатор воспринимает только осевые нагрузки и изгиб штока амортизатора таким образом исключается. Рычажная подвеска позволяет амортизировать не только вертикальное но и горизонтальные силы.

Рычажная подвеска позволяет значительно уменьшить потребный ход амортизатора и высоту стоек шасси.

Шасси самолета может быть убирающимся в полете и не убирающимся в полете. Конструкция убирающегося шасси значительно сложнее не убирающегося так как у него больше масса за счет механизмов подъема и выпуска как самих шасси так и створок отсеков и люков предназначенных для убранного шасси замков и сигнализаций убранного и выпущенного положения. В то же время аэродинамическое сопротивление самолета с убранными шасси уменьшается на 20%-35% по сравнению с самолетом шасси, которого не убираются.

Считается что у самолетов, у которых удельная нагрузка на крыло превышает 1 КПа для них выгодно применять убирающееся шасси.

Шасси убирают в крыло гондолы двигателей и фюзеляж. Иногда для уборки основных опор шасси используют специальные гондолы расположенные на крыле.

НА самолете в двумя или четырьмя двигателями на крыле основные опоры чаще всего убирают в основные отсеки гондол двигателей (вперед или назад и реже в бок) в крыло или фюзеляж. При «чистом» крыле то есть когда двигатели устанавливают на фюзеляж, а основные опоры крепят на крылья целесообразно опоры убирать в бок по размаху. В этом случае стойки убирают в крыло а колеса в ниши фюзеляжа.

Хвостовые и передние опоры шасси закрепленные в фюзеляже убираются в эго отсеки переднюю опору желательно убирать в сторону противоположную направлению уборки основных опор (например: если основные опоры убираются вперед то передняя должна убираться назад), что обеспечивает наименьшее изменение центровки самолета при убранном и выпущенном шасси.

Хвостовые опоры обычно убираются с незначительным перемещением их центра тяжести по продольной оси самолета и заметного влияния на изменение центровки не оказывают.

Механизмы уборки и выпуска шасси приводятся в действие гидравлическими газовыми и электрическими приводами. Для каждой опоры шасси предназначен отдельный силовой механизм.

Подкосы и фермы воспринимают боковые и лобовые нагрузки действующие на опоры шасси, а также скручивающие моменты возникающие при разворотах самолета на земле. Подкосы изготавливают из высококачественных стальных труб или штампованных профилей. На концах подкосов привариваются ушки крепления к узлам самолета и к узлам стоек шасси. Некоторые подкосы делают «лопающимися» для обеспечения уборки и выпуска шасси. В таких подкосах для исключения самопроизвольного складывания при выпущенном положении шасси в шарнир устанавливают замок. Для устранения динамического влияния нагрузок на колеса конструкцию задних подкосов иногда включают гасители продольных колебаний.

Гаситель представляет собой цилиндр с поршнем двустороннего действия удерживающихся пружиной или сжатым газом в определенном положении. Про лобовом ударе колеса пружина или газ сжимаются и это позволяет колесам отклонится назад. Жидкость, имеющаяся в гасителе при этом перетекает из одной полости цилиндра в другую и через калиброванное отверстие и гасит энергию удара.

Фермы сваривают или собирают на болтах из стальных труб и реже из профилей. На фермах имеются узлы крепления к фюзеляжу или крылу амортизационным стойкам, а в некоторых случаях узлы крепления подъемников узлы обеспечивают уборку и выпуск шасси.

Колеса служат для передвижения самолета на земле и воспринимают часть энергии ударов. Колеса основных опор должны быть обязательно оборудованы тормозом. Лишь на небольших не скоростных самолетах основные опоры могут оснащаться не тормозными колесами.

Колесо состоит из обода (барабана) ступицы и пневматика. На обод одевают пневматик состоящий из покрышки и камеры. Для упрощения конструкций пневматика барабан колеса делают разъемным или на ободе устанавливают легкосъемную реборду. Обычно колеса отливают из легких сплавов барабан и ступицы выполняют как одно целое.

В настоящее время изготавливают колеса штампованием, что значительно повысило их прочность при незначительном увеличении массы. Колесо к стойке шасси крепится на оси на двух конических радиально упорных роликовых подшипниках. Наружная обойма подшипников запрессовывают в гнезда ступицы, а внутренняя обоймы с роликами монтируют на оси и затягивают гайкой.

Подшипники для предохранения от загрязнения и вытекания смазки с внешней стороны закрывают сальниками состоящими из металлической обоймы и войлочного кольца. Колеса к самолету подбирают в зависимости от стояночной нагрузки. Чем меньше размеры колеса тем легче разместить их при уборке шасси, но при этом ухудшается проходимость шасси. Распространенные размеры колес это диаметр от 600 до 1000 мм и ширина 200-500мм.

Камера пневматика представляет собой герметично замкнутую оболочку в форме кольца. Она имеет вентиль с обратным воздушным клапаном который позволяет наполнять камеру сжатым воздухом, а также регулировать и проверять давление.

Покрышка не тормозных колес гладкая, а у тормозных с рисунчатой беговой дорожкой. Покрышки изготавливают из большого числа слоёв льняной или искусственной ткани с резиновой прослойкой между ними. Для прочности у борта покрышки заделывают кольца жесткости, изготавливаемые из проволоки. Также выпускают покрышки с металлическим кордам, что позволило увеличить их прочность и низать до минимума толщину покрышки.

Используются также и бескамерные покрышки которые имеют улучшенную герметичность, меньшую массу по сравнению с обычными что облегчает их монтаж. Кроме того при поворачивании покрышки относительно обода колеса, что иногда бывает при резком торможении устраняется опасность среза вентиля зарядки камеры. При эксплуатации самолетов в заснеженных аэродромах шасии иногда оборудуются лыжами которые позволяют уменьшить нагрузку на грунт и поэтому улучшают проходимость самолета.

Наиболее эффективным устройством для повышения проходимости самолета являются гусеницы. Однако широкому распространению гусениц и гусеничного шасси препятствует их большая масса сложность конструкции, малая надёжность ходовой части, а также трудности связанные с уборкой гусениц в полете.

ОПЕРЕНИЕ, СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, ШАССИ.