Взлетно-посадочные устройства включают в себя шасси, механизацию крыла, разгонные и тормозные устройства

Силовая установкасостоит из авиационных двигателей с устройствами и системами, обеспечивающими их работу, воздухозаборников, воздушных винтов, сопел и т.д. Силовая установка предназначена для создания тяги и получения энергии, необходимой для работы систем самолета.

Системы управлениясостоят из бортовых устройств, обеспечивающих управление движением самолета при полете и движении по земле.

Оборудованиесамолета включает в себя пилотажно-навигационные приборы, навигационные системы, системы обеспечения жизнедеятельности экипажа, противообледенительную систему и др. В зависимости от решаемой задачи и технических условий оно может быть различным.

Глава 3. КРЫЛО И ПОДВИЖНЫЕ ЧАСТИ КРЫЛА

Конструкция крыла за время развития авиации претерпела большие изменения. Крыло самолета А. Ф. Можайского имело деревянный каркас с расчалками, обтянутый с верхней выпуклой стороны материалом. Продолжительное время строились самолеты с бипланными деревянными крыльями и полотняной обшивкой. Позднее стали строить самолеты с цельнометаллическими монопланными крыльями, имеющими первоначально ферменные, а позднее балочные лонжероны и нервюры.

3.1. Конструкция крыла и работа его отдельных элементов

В настоящее время на самолетах ГА в основном применяются свободнонесущие монопланные крылья с гладкой работающей обшивкой, моноблочной (кессонной) силовой схемы.

Моноблочное крыло — цельнометаллическое тонкостенное сооружение, оболочка которого подкреплена внутренними продольными и поперечными элементами: лонжеронами, стрингерами и нервюрами (рисунок 3.1.). Силовой частью крыла является моноблок, расположенный между крайними лонжеронами крыла. Моноблок образуют верхняя и нижняя панели, стенки лонжеронов и нервюр. Каждая панель состоит из обшивки, стрингеров, полок лонжеронов и нервюр.

Обшивка крыла выполнена из гладких плакированных листов (материал Д16ЛТ, В95), толщина которых увеличивается по мере приближения к корневой части от 0,6 до 6 мм. Масса обшивки достигает 60% массы моноблочного крыла. Листы обшивки соединяются встык и крепятся к внутреннему набору клепкой, сваркой, клейкой.

На современных самолетах широко используются монолитные панели: обшивка и внутренние силовые элементы выполнены «из одного куска». Такие панели изготовляют литьем, прессованием, фрезерованием, химическим травлением. Их подвергают механической обработке стальными шариками, что обеспечивает нм заданную форму и выносливость.

Обшивка придает крылу аэродинамическую форму; воспринимает воздушную и массовую нагрузки залитого в бакотсек топлива; нагрузку от обшив-

.

ки боковин фюзеляжа, мотогондол, шасси и работает в общей силовой схеме.

Воздушная нагрузка и нагрузка топлива действуют на обшивку нормально ее поверхности. Сохранение внешней формы крыла обеспечивается внутренними силовыми элементами: лонжеронами, стрингерами, нервюрами. Каждый прямоугольник обшивки, ограниченный смежными продольными и поперечными элементами и работающий па поперечный изгиб, передает на эти элементы поперечную нагрузку. Обшивка работает на растяжение, заклепки на растяжение и срез.

В перспективе развития крыла самолета ГА применение многослойной обшивки, выполненной из внутреннего и наружного тонких металлических листов, между которыми расположен легкий заполнитель. Заполнитель в хвостовой части лопастей несущих винтов вертолетов Ми-6 и Ми-8 имеет сотовое строение.

Перспективными материалами для обшивки крыла являются композиционные материалы, состоящие из высокопрочных тонких нитей (нити бора, стекловолокно, графитовое волокно), заключенных в связующую основу (пластмассы, алюминиевые и др.).

Лонжероны - продольные балки (рисунок 3.2), образованные двумя поясами, стенкой 2 и подкрепляющими ее стойками 3 (изготовлены из материала Д16АТ и В95). Масса лонжеронов составляет 6—10% массы крыла.

Пояса выполняются из прессованных и катаных профилей с последующим фрезерованием, обеспечивающим равнопрочность по размаху и наименьшую массу. Пояса со стенкой и обшивкой соединяются с помощью лапок и заклепочных швов. Съемная передняя часть крыла соединяется с полками переднего лонжерона с помощью винтов и свободноплавающих гаек.

Лонжероны воспринимают местные нагрузки от обшивки, нервюр, агрегатов, топлива и работают в общей силовой схеме крыла.

Пояса лонжерона воспринимают изгибающий момент М_z. В них появляются осевые силы сжатия-растяжения N и соответствующие нормальные напряжения σ (см. рисунок 3.2).

Рисунок 3.2 - Конструкция балочного лонжерона: 1 – пояс; 2-стенка; 3 - стойка

Стенка лонжерона выполнена из листового дюралюминия толщиной от 3 мм (Ан-24) до 12 мм (Ту-154). Она воспринимает вертикальную поперечную силу Θ_z и участвует в восприятии крутящего момента М_кр._z. В стенке появляются касательные напряжения и τ_Θ и τ _Мкр (рисунок 3.2).

Стрингеры — продольные профилированные силовые элементы, прессованные или катаные из брусков, гнутые или катаные из листов дюралюминия.

В корневой части моноблочного крыла, как правило, применяют профили закрытого сечения (рис. 3.3, а) с высокими критическими напряжениями местной и общей потери ус­тойчивости. В концевой части крыла используют менее прочные открытые профили (см. рис. 3.3, б). Масса стрингеров составляет около 20% массы моноблочного крыла.

Рисунок 3.3.- Профиль стрингеров: а) – закрытого сечения;

б) открытого сечения.

Стрингеры жестко связаны с обшивкой (заклепочным или клеесварным швом) и нервюрами (с помощью лапок и накладок). Они воспринимают местные погонные воздушные и массовые нагрузки со стороны обшивки, работают как многоопорные балочки на поперечный изгиб и, в свою очередь, нагружают нервюры. В общей силовой схеме крыла стрингеры воспринимают продольные силы сжатия и растяжения. Стрингеры и обшивка взаимно увеличивают устойчивость друг друга.

На перспективных самолетах широко применяют монолитные панели, где стрингеры выполняются «из одного куска» с обшивкой. На крыльях с многослойной обшивкой стрингеры отсутствуют.

Нервюры — поперечные балки, образованные двумя поясами, стенкой и стойками. Состоят из трех частей; передней, средней и хвостовой. Масса нервюр составляет 10—14% массы крыла. Они имеют форму профиля крыла и размещаются по потоку (χ = 0°) или перпендикулярно переднему лонжерону (χ> 0^о). Расстояние между нервюрами зависит от толщины обшивки, шага и мощности стрингеров, удельной нагрузки крыла и составляет 150-400 мм. По назначению и конструкции нервюры делятся на нормальные и усиленные.

Нормальные нервюры обычно штампуют из листового дюралюминия толщиной 0,8-1,5 мм. Отогнутые края стенки образуют полки нервюр, которые склепываются с обшивкой или стрингерами. Такие полки иногда усиливают дополнительным уголковым профилем. Стенки нервюр приклепывают к стенкам лонжеронов.

Нормальные нервюры устанавливаются по всему размаху крыла. В топливных баках-отсеках стенки предотвращают волнообразование и гидроудары, а отверстия стенок обеспечивают перетекание топлива и выравнивание давления газов над топливом (см. рисунок 3.1). В местах размещения мягких резиновых баков с контейнерами' устанавливают поясные нервюры. Верхний и нижний пояса состоят из наружной и внутренней полок и невысокой стенки.

Нормальные нервюры обеспечивают выдерживание аэродинамического профиля крыла. Каждая из них воспринимает нагрузку обшивки и стрингеров на шаге нервюр.

Поперечная сила Р_Н = + вызывает касательные напряжения в стенке и уравновешивается силами реакцииτ R₁ и R₂ лонжеронов (рисунок 3.4):

Несовпадение Р_Н с плоскостями стенок лонжеронов сопровождается появлением изгибающего момента М_изг, который уравновешивается парой нормальных сил N_Н, в полках нервюры: М_изг = N_НH.

Рисунок 3.4 - Схема нагружения и работы нормальной нервюры: а) внешняя нагрузка; б) – равнодействующая внешней нагрузки; в) равновесие нервюры

Несовпадение Р_Н с центром жесткости приводит к появлению крутящего момента М_кр.н= Р_Н е (см. рисунок 3.4, б), который уравновешивается потоком касательных усилий τ _МкрН в замкнутом контуре крыла, образованном обшивкой верхней и нижней панелей и стенками крайних лонжеронов (рисунок

3.4 в).

В общей силовой схеме нервюры увеличивают устойчивость сжатой обшивки и стрингеров.

Усиленные нервюры выполняют функции нормальных нервюр, обеспечивают стыковку частей крыла, крыла с фюзеляжем, под­лепляют крыло в местах излома моноблочной части, воспринимают сосредоточенные нагрузки от прикрепленных к крылу двигателей, шасси, узлов подвески средств механизации, элеронов, ограничивают по размаху топливные баки-отсеки крыла.

Усиленные нервюры конструктивно напоминают лонжероны крыла. Работа их аналогична работе нормальных нервюр.

3.2. Подвижные части крыла

К подвижным частям крыла относятся средства механизации крыла и элероны*.

Средства механизации крыла — отклоняемые части крыла, обеспечивающие уменьшение взлетно-посадочных скоростей, дистанций и улучшение поперечной устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки и скорости полета.

Средства механизации:

- щиток (Ту-134, Як-18Т);

- закрылок (Ан-2, зависающие элероны);

- щелевой закрылок (Ан-2 и Ил-14).;

- предкрылок: самоотклоняющийся (Ан-2), управляемый (Ту-154,

Ил-76, Ил-86);

- интерцептор (на всех магистральных самолетах);

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

- 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 c_VmaxS и качества Cy_max/c_x крыла в рабочем положении средств механизации без нарушения балансировки или устойчивости самолёта;

- наибольшее увеличение сопротивления c_xS крыла на посадке;

- минимальное сопротивление c_xS крыла в нерабочем положении средств механизации и на взлете;

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

3.2.1. Конструкция выдвижного двухщелевого закрылка

Двухщелевой закрылок представляет собой однощелевой закрылок, впереди которого установлен неподвижный профилированный дефлектор (рисунок 3.5).

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. 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 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 ролики11-13, 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 ссечении 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 рисунке 3.5 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.

Рисунок 3.5 - Конструкция двухщелевого выдвижного закрылка: а- общий вид закрылка; б -механизм управления закрылком; в -механизм подвески закрылка к крылу; г- схема расположения направляющих роликов на нижнем поясе монорельса; 1 - усиленная нервюра закрылка; 2 - выемка под винт; 3-винт;4 - гайка винта; 5 -шкворень; 6-лонжерон закрылка; 7 -дефлектор; 8-диафрагма; 9-продольная стенка закрылка; 10- задний лонжерон крыла; 11, 12и 13-передние, боковые и задние направляющие ролики; 14-каретка; 15-направляющий рельс

Силы, действующие на закрылок

В отклоненном положении на закрылок действуют распределенные и сосредоточенные силы (рисунок 3.6.):

-

Рисунок Силы, действующие на закрылок

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

- силы реакции и , приложенные в местах опирания роликов кареток на направляющие рельсы;

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

Силы тяжести конструкции закрылка при расчете не учитываются.

Для изучения работы конструкции закрылка под действием этих нагрузок воспользуемся известным методом силового расчета.

3.2.2 Силовой расчет закрылка

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

Схематизация закрылка очевидна из рисунка 3.7. Силовая схема закрылка представляет собой многоопорную балку (на рисунке 3.7 для упрощения показаны только две опоры А и В).

Рисунок 3.7. – Расчетно-силовые схемы и эпюры нагрузок закрылка

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 определяется скоростным напором на посадке и параметрами закрылка:

,

где: С_n=1,0 - коэффициент нормальной силы при δ_закр=60°;

q^э_min = 0.0223 V²_{min закр}, МПа - скоростной напор на посадке

S_эакp - площадь закрылков;

f=2 - коэффициент безопасности.

Расчетная погонная воздушная нагрузка распределяется по размаху закрылка l_закр пропорционально хордам Р_закрсечений:

Эпюра , как и закрылок, имеет трапециевидную форму.

Расчетно-силовая схема закрылка (рисунок 3.7,а) представляет собой многоопорную балку, к которой приложены нормальные расчетные нагрузки:

- погонная расчетная воздушная нагрузка ;

- расчетные силы и реакции опор, сумма которых принимается равной результирующей = + ;

- расчетная сила Т^р винтового механизма, которая в направлении, нормальном нижней поверхности закрылка, дает составляющую, равную Т^рsinb, где b - 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.

Эпюра поперечной силы имеет параболический характер. На консольных частях закрылка растет по мере приближения к опорам А и В. На опорах она скачком уменьшается с изменением даже знака нагрузки, что является следствием восприятия 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 sinb .

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

Эпюра изгибающего момента М характеризуется кубической параболой. На консольных частях закрылка растет по мере приближения к опорам А и В. На опорах она меняет направление (здесь эпюра проходит через нулевое значение). Между опорой и винтовым механизмом монотонно уменьшается с изменением знака. В середине закрылка , где — расстояние 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 М^р_кр аналогично эпюре М^р характеризуется кубической параболой со скачками на опорах и в месте крепления винтового механизма.

Крутящий момент возникает вследствие несовпадения линии ЦД приложения погонной воздушной нагрузки с осью жесткости (лонжероном) закрылка и уравновешивается реакцией опор и винтового механизма. Крутящий момент с закрылка передается на крыло в основном аналогично поперечной силе

3.2.3. Работа закрылка

Работа конструкции закрылка под действием выявленных нагрузок во многом напоминает работу крыла.

Поперечная сила воспринимается стенкой лонжерона. Стенка работает на сдвиг.

Поперечная сила передается на крыло с помощью монорельсов и винтового механизма. При этом монорельсы работают на сдвиг и изгиб, а винтовой механизм - на сжатие.

Изгибающий момент воспринимается полками лонжерона и прилегающей к ним обшивкой, которые работают на растяжение- сжатие.

Крутящий момент воспринимается обшивкой замкнутого контура сечения закрылка. В местах вырезов передней части закрылка этот контур ограничивается стенкой лонжерона и обшивкой задней части закрылка с соответствующими подкреплениями на крыло монорельсами и винтовым механизмом: монорельсы работают на изгиб, а винтовой механизм - на растяжение-сжатие.

Работоспособность элементов конструкции закрылка определяется либо из отношения временного сопротивления материала работающего на растяжение, к действующему напряжению , либо из отношения критического напряжения элемента, работающего на сжатие или сдвиг, к действующему напряжению .Количественные показатели работоспособноcти закрылка аналогичны тем, что приведены для крыла.

Наиболее современные средства механизации крыла используют на самолетах Ту-154, Ил-76, Ил-86 — выдвижные закрылки, интерцепторы и предкрылки.

Характерной оcобенностью трехщелевого закрылка являетcя значительное увеличение несущей способности крыла на взлете при незначительном увеличении . Все это объясняется увеличением площади S крыла, ламинарностью обтекания вследствие сдува пограничного слоя и незначительными углами отклонения закрылка. Посадочное положение такого закрылка отличается от взлетного только большей величиной угла отклонения. Выдвижение закрылка осуществляется полностью в начальной стадии выпуска.

3.3. Назначение 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 = 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 (рисунок 3.8) 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. Существенной трудностью в конструкции управляемого предкрылка является обеспечение противообледенительной защиты предкрылка и крыла. На самолете Ту-154 свободная от предкрылка корневая часть крыла имеет воздушно-тепловую защиту, а предкрылок - электротермическую. Под предкрылками противообледенительной защиты крыла нет.

Рисунок 3.8 Предкрылок самолета Ту-154:

1 – предкрылок (отклонен на 26^о); 2 и 4 – каретки в отклоненном и убранном положениях предкрылка, 3 - направляющий рельс; 5 – передний лонжерон крыла; 6 – подкос крепления напраляющего рельса

На самолетах Ту-134 и Як-18Т используют щиток. На самолете Ту-134 его устанавливают на нижнем своде фюзеляжа (за моноблочной частью крыла) и используют как воздушный тормоз для снижения посадочной скорости самолета.

В настоящее время разрабатывают энергетические средства механизации крыла, в которых используют сжатый воздух компрессоров двигателей. Значительное повышение несущей способности таких крыльев достигается:

- управлением пограничным слоем - отсосом или сдувом пограничного слоя с верхней поверхности крыла, предкрылков и закрылков на больших углах атаки самолета;

- установкой струйно-реактивного закрылка - профилированной щели вдоль задней кромки крыла, через которую вниз и на зад выбрасывается струя воздуха. Она эжектирует окружающий воздух, увеличивая скорость обтекания и аэродинамическую подъемную силу крыла, и создает еще дополнительную подъемную силу за счет вертикальной составляющей реактивной тяги.

Для обеспечения регулярности полетов и сокращения потребной длины ВПП используют самолеты укороченного и вертикального взлета и посадки (СВВП). На этих самолетах обеспечивается уменьшение удельной нагрузки крыла mg/S и увеличение энерговооруженности , значительно превышающей необходимую для крейсерского полета. В режимах взлета и посадки избыточная тяга (мощность) двигателей используется для создания вертикальной тяги. На самолетах с ТВД вертикальная тяга создается с помощью обдуваемых винтами многощелевых закрылков (Л-410УВП).

Создание СВВП для гражданской авиации сопровождается необходимостью решения проблем надежности конструкции и безопасности полета.

В заключение отметим, что посадочные свойства самолета так же улучшаются торможением колес шасси, выпуском тормозного парашюта, реверсом тяги двигателей.

3.4. Эксплуатация крыла и средств механизации

Эксплуатация крыла

Надежность и долговечность крыла определяются совершенством конструкции и эксплуатации.

В эксплуатации возможны повреждения крыла:

- в процессах технического обслуживания, заправки и загрузки самолета;

- в случаях наруливания на различные препятствия; касания законцовкой крыла покрытия ВПП;

- при посадке с убранным шасси, превышении допустимых перегрузок на взлете, в полете, на посадке и рулении, неграмотной эксплуатации противообледенительных устройств крыла, ошибочных действиях экипажа при пожаре в зоне размещения двигателей на крыле, в случаях преждевременной выработки ресурса.

Самым серьезным недостатком технического обслуживания является завышение периода осмотра ответственной силовой схемы крыла, в течение которого возможно зарождение и развитие усталостной трещины до размеров, угрожающих разрушением крыла в целом. Такие явления наблюдались, например, на самолетах Ан-10. В процессе открытой заправки самолета топливом наблюдаются повреждения обшивки стремянками, заправочным пистолетом, непредусмотренной обувью. Перезаправка баков топливом ненередко сопровождается разрушениями контейнеров баков и силовых элементов крыла. Для предупреждения этого на самолетах ТУ-154 предусмотрены специальные сливные патрубки большого сечения. Аналогичные разрушения встречаются и при заправке самолета с заглушками на патрубках дренажной системы или при закупорке их снегом и льдом в предыдущем полете. Полеты с незамеченным разрушением топливных баков-отсеков опасны. Возможно вытекание топлива с последующим пожаром или даже разрушением крыла при значительной перегрузке в полете или на посадке. В процессе технического обслуживания и загрузки самолета нередко повреждается крыло специальными транспортными средствами и оборудованием. Эти повреждения носят местный характер и восстанавливаются силами АТБ. Однако при этом задерживается рейс.

Столкновение самолетов с различными препятствиями при рулении возникают, как правило, по вине экипажа. Причинами поломок, в первую очередь крыльев самолетов, являются:

-плохая видимость и большая скорость руления;

-пренебрежение состоянием покрытия рулежных дорожек, стоянок и ВПП. В результате низкого значения коэффициента сцепления происходят выкатывание и столкновение самолетов с препятствиями;

-ошибочный заход и посадка самолета на закрытую ВПП или даже на рулежную дорожку;

-наличие посторонних предметов (автомашин, средств наземного обслуживания, рабочего инвентаря и даже людей) в зонах движения самолетов;

-нарушение технологии работы, отсутствие сработанности, ответственности и низкий уровень дисциплины в экипаже.

Поломки концевых частей крыла происходят в результате посадки самолетов с недопустимым креном и низким расположением и обратным «V» крыла, с невыпущенной основной опорой самолета, при крутых разворотах на большой скорости движения или при попадании одной основной опорой на мягкий грунт. Такая поломка сопровождается длительным простоем самолета в восстановительном ремонте силами АТБ или заводской бригады.

Возможны случаи складывания опор шасси при аварийной посадке вследствие непостановки их на замки выпущенного положения из-за недостатка времени.

Превышение допустимых перегрузок на взлете, в полете, на посадке и рулении сопровождается потерей устойчивости обшивки и повреждением силовой схемы крыла в целом.

Недопустимо большие перегрузки возникают в случаях сваливания самолетов и последующего резкого маневрирования.

В случаях грубых посадок на три точки, на одну основную опору самолета, посадка со сносом, посадка на концевую полосу безопасности с последующим передним ударом в торец ВПП колесами основных опор, как правило, сопровождаются повреждениями крыла на всех самолетах ГА. Большую опасность представляют незамеченные разрушения, которые в дальнейшей эксплуатации сопровождаются внезапным доломом. Безопасность полета при этом определяется ответственностью экипажа, совершившего грубую посадку. Он должен предъявить самолет на технический контроль состояния планера. Встречаются случаи скрытия экипажами грубых посадок и тяжелых летных происшествий в дальнейшем. Для исключения таких последствий и обеспечения объективного учета остатка ресурса планера параметры полета самолета фиксируются самописцем.

Под действием чрезмерной поперечной силы > теряют устойчивость стенки лонжеронов (появляется наклонный гофр). Под действием М_г> разрываются или теряют устойчивость (прогибаются) обшивка, стрингеры, полки лонжеронов панелей крыла. Под действием > теряют устойчивость обшивка панелей и стенки лонжеронов (появляются косые волны по всему контуру моноблочной части). Большинство этих деформаций может быть обнаружено внешним визуальным осмотром состояния обшивки, заклепочных и болтовых соединений.

Превышение допустимого скоростного напора вызывает вмятины или отрыв обшивки носовой или хвостовой части крыла, срыв крышек лючков, деформации тяг и створок шасси.

Неграмотная эксплуатация противообледенительной системы крыла сводится в основном к перегреву конструкции, появлению высоких неравномерных температурных напряжений и короблению обшивки. Перегрев происходит при длительном пробном включении системы на земле и сопровождается отчетливо видимой простым глазом волнистостью обшивки. Несвоевременное включение противообледенительной системы крыла в полете в условиях обледенения не обеспечивает сброс льда со всей поверхности, что сопровождается дополнительной тряской и опасностью авиационного происшествия.

Из-за несовершенства противообледенительных систем встречаются негерметичность и прогары трубопроводов воздушно-тепловых систем (например, пожар на самолете Ан-24), короткие замыкания и отказ ограничителей нагрева электронагревательных секций (Ил-18, Ту-154), недостаточная эффективность в условиях интенсивного обледенения крыла.

В случае возникновения пожара в крыле или в зоне любого агрегата, расположенного на крыле, особенно двигателей, возможен прогар конструкции, распространение пламени на топливные баки и возникает опасность взрыва. Поэтому экипаж обязан принять срочные меры по ликвидации пожара, а если это безрезультатно, то экстренно снизиться, произвести вынужденную посадку и как можно быстрее эвакуировать пассажиров из самолета.

Преждевременная выработка ресурса крыла происходит вследствие неполного учета повторного действия нагрузок в течение длительного времени летной эксплуатации. Зарождающиеся в местах концентрации напряжений усталостные трещины увеличиваются постепенно. Их обнаруживают в местах коррозии, в заклепочных и болтовых соединениях, в зонах высокочастотных вибраций, вызываемых пульсацией потока отводимых горячих газов двигателей, неравномерностью воздушного потока за винтами и надстройками крыла. В наиболее неблагоприятных условиях оказываются крылья турбовинтовых самолетов. Преждевременная выработка ресурса усугубляется пренебрежением, а иногда и скрытием экипажами значительных маневренных перегрузок и грубых посадок. Все это представляет большую опасность и грозит разрушением крыла в турбулентной атмосфере при дальнейших полетах. Для исключения преждевременной выработки ресурса ведут объективный учет числа и величины перегрузок, испытываемых самолетом в летной эксплуатации, повышают надежность, долговечность и живучесть конструкции, вводят летные ограничения по прочности крыла.