Полете в вертикальной плоскости.

Учебное пособие по предмету

«Основы конструкции летательных аппаратов»

Цикловая комиссия КТЭЛА

Разработал преподаватель:

Бахарев В.П.

Троицк 2010 г.

РАЗДЕЛ 1.

КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА.

ТЕМА 1. НАГРУЗКИ ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ПЛАНЕР.

ЗАНЯТИЕ №1.

1.НАГРУЗКИ НА ПЛАНЕР В ПОЛЁТЕ:

Ya

Р Ха

Ц.М. G

Рис. 1. Нагрузки на планер в полёте

На ВС в полете действуют аэродинамические, гравитационные и инерционные нагрузки. Характер их действия может быть статическим - не изменяющимся в течение относительно длительного времени, динамическим - быстро меняющимся в процессе действия, и циклическим. Некоторые нагрузки являются распределенными по поверхности или объему конструкции, другие - сосредоточенными, т. е. приложенными точечно - на небольшом участке конструкции.

Все силы, действующие на ВС, делятся на поверхностные и массовые. К поверхностным силам относятся аэродинамические (подъемная сила, сила лобового, сопротивления), тяга и реверсивная тяга двигателей, силы реакции земли на опоры шасси и другие внешние силы. К массовым относятся силы тяжести и инерционные силы конструкции.

Инерционные силы действуют на ВС не всегда. В горизонтальном установившемся полете на самолет действуют сила тяжести (вес) G, подъемная сила Уа, тяга двигателей Р и сила лобового сопротивления Xа (рис. 1). Под действием этих сил самолет находится в равновесии: Уа = G,

Xа = Р, и инерционные силы не возникают.

В полете с переменной скоростью тяга не равна силе лобового сопротивления, и, если она превышает последнюю, полет протекает с ускорением. Следовательно, изменение скорости полета вызывает возникновение инерционных сил, направленных в сторону, противоположную ускорению. Силы инерции возникают при любом неустановившемся или криволинейном полете, они добавляются к силе тяжести и, в зависимости от направления действия ускорения, создают дополнительные нагрузки или разгружают ВС.

Инерционные силы могут действовать в полете в направлении любой оси ВС, одна к осям X и Z они относительно невелики и обычно не рассматриваются. Поэтому при определении нагрузок на ВС в дальнейшем будут учитываться лишь инерционные силы, действующие в направлении оси У, т. е. в направлении подъемной силы. В полете подъемная сила уравновешивает силу тяжести ВС и инерционную силу, поэтому с изменением последней изменяется и подъемная сила.

ПОНЯТИЕ О ПЕРЕГРУЗКАХ.

Действие сил инерции на ВС учитывается коэффициентом перегрузки (перегрузкой) n, который выражается отношением подъемной силы к силе тяжести ВС. Поскольку сила тяжести равна произведению массы m на ускорение свободного падения g, перегрузка может быть выражена отношениями:

n= Уа/G = Уа/ (mg).

В случае установившегося горизонтального полета Уа = G, поэтому перегрузка равна единице. При неустановившемся или криволинейном полете перегрузка не равна единице, так как к силе тяжести ВС добавляются инерционные силы. Подъемная сила в этих случаях определяется произведением перегрузки на силу тяжести: Уа = nG.

Перегрузка зависит от режима полета, а также от случайных явлений, например от действия турбулентной атмосферы. Рассмотрим для примера перегрузки, возникающие при маневре самолета в горизонтальной и вертикальной плоскостях: при вираже, выводе из планирования и вводе в него.

ПЕРЕГРУЗКА НА ВИРАЖЕ.

Перегрузка зависит от режима полета, а также от случайных явлений, например от действия турбулентной атмосферы. Рассмотрим для примера перегрузки, возникающие при маневре самолета в горизонтальной и вертикальной плоскостях: при вираже.

При правильном установившемся вираже силу тяжести самолета уравновешивает вертикальная составляющая подъемной силы Ув, равная У cos γ. Таким образом, G = Yв = У cosγ. Перегрузка при вираже

n=Y/G=l/cosγ зависит только от угла крена γ и пропорциональна его значении.

Рис.1.2. Силы, действующие на самолет

при выполнении правильного виража

ЗАНЯТИЕ №2

ПЕРЕГРУЗКА В КРИВОЛИНЕЙНОМ

ПЕРЕГРУЗКА ПРИ ПОСАДКЕ.

Посадка самолета может быть мягкой или жесткой.

Мягкая посадка – при которой вертикальная скорость встречи с землёй

(1-2) м/с. Жёсткаяпосадка – (2.5-3) м/с и более. При жёсткой посадке возможны поломки узлов шасси. После жёсткой посадки производится осмотр шасси и сама посадка отдельно учитывается в журнале самолета. На некоторых тяжёлых самолётах устанавливаются регистраторы посадок, они реагируют на перегрузку от 2,5 и более. Величина перегрузки фиксируется средствами объективного контроля. В момент касания ВПП самолёт имеет горизонтальную скорость Vх и вертикальную Vу, они с течением времени приближаются к нулю. Скорость горизонтальная Vх гасится за сравнительно большое время при пробеге ~ 30 секунд, поэтому в этом направлении больших перегрузок не возникает. Вертикальная скорость Vу-гасится за доли секунды, возникает большое отрицательное ускорение j, возникает инерционная сила:

N=mj= *j. Rз= +N.

Перегрузка самолета, имеющего касание (контакт) с землёй равна отношению внешней силы-силы реакции земли Rз к его весу G. т.е. при посадке :

nу = = =1+ =1+ ; nу=1+

Видно, что nу=ƒ (Vу, правильности пилотирования, жёсткости амортизаторов ). Примечание:

1. На стоянке Rз=G, тогда nу=1.

2. Для современных самолётов допустимая (эксплуатационная) перегрузка n^э=2.6-3.5

Рис. 1.6. Перегрузки при посадке

ЗАНЯТИЕ №3

КОЭФФИЦИЕНТ БЕЗОПАСНОСТИ,

РАСЧЁТНЫЕ НАГРУЗКИ.

Авиационная конструкция не является монолитной – она состоит из набора тонкостенных силовых элементов, каждый из которых воспринимает один или несколько видов нагрузок, причем в одних режимах полета наиболее нагруженными оказываются одни силовые элементы, в других режимах - другие элементы. Поэтому нагрузки на силовые элементы BС определяются для различных случаев нагружения, отражающих наиболее тяжелые режимы полета и посадки, которые могут встретиться в процессе эксплуатации данного типа ВС.

Для самолетов и вертолетов предусмотрено по шесть основных полетных и ряд посадочных случаев нагружения. Полетные случаи нагружения соответствуют входу в планирование и выходу из него, полету в неспокойном воздухе; для самолетов - маневр с отклонением элеронов, для вертолетов - разворот на режиме висения и др.

При проектировании ВС важно задать оптимальные нагрузки на которые рассчитывается его прочность. Если задать излишне большие нагрузки, ВС окажется перетяжеленным; если же задать слишком малые расчетные нагрузки, окажется недостаточно прочным для безопасной эксплуатации.

Расчетные нагрузки для проектируемых ВС задаются нормативами (нормами прочности), которые входят в состав Норм летной годности самолетов и вертолетов. Уровень прочности ВС и его отдельных частей (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и др.) задается посредством максимально допустимых в эксплуатации положительной n^Э_max и отрицательной n^Э_min перегрузок и максимально допустимого скоростного напора q_max= pV²/2.

Перегрузка нормами прочности задается в зависимости от требуемой в эксплуатации маневренности ВС. Для самолетов, совершающих резкие маневры, максимальная эксплуатационная перегрузка задается обычно в пределах 8-10, для ограниченно маневренных - 5 - 7. Для неманевренных самолетов, к которым относятся и транспортные самолеты ГА, n^Э_max = 2,5 - 4,0. Вертолеты делятся на маневренные и неманевренные. Для первых максимальная эксплуатационная перегрузка задается от 3,5 до 4,0, для неманевренных - 2,5 - 3,0.

Максимально возможная в условиях эксплуатации нагрузка Р^Э_mах, действующая на ВС в целом, определяется произведением максимальной эксплуатационной перегрузки на вес: P^Э_max =П^Э_max G.

Для самолетов и вертолетов предусмотрено по шесть основных полетных и ряд посадочных случаев нагружения. Полетные случаи нагружения соответствуют входу в планирование и выходу из него, полету в неспокойном воздухе; для самолетов - маневр с отклонением элеронов, для вертолетов - разворот на режиме висения и др.

Нормами для каждого случая нагружения задается максимальная или минимальная эксплуатационная перегрузка и максимальный скоростной напор или же только перегрузка. Прочность каждой основной части ВС проверяется для нескольких случаев нагружения, и выявляются наиболее тяжелые условия нагружения силовых элементов.

Расчет конструкции на прочность ведется не на максимальную эксплуатационную нагрузку, а на расчетную (разрушающую) нагрузку

Р^Р =ƒР^Э max где ƒ- коэффициент безопасности - число, показывающее, во сколько раз расчетная нагрузка больше максимальной эксплуатационной. Коэффициент безопасности можно выразить также отношением расчетной

перегрузки к максимальной эксплуатационной: ƒ= n^р /n^Э_max.

Коэффициент безопасности устанавливается из следующих соображений. При действии на конструкцию максимальной эксплуатационной нагрузки в ней не должны возникать остаточные деформации, т. е. напряжения не должны превышать предела пропорциональности δ_0.2 а при действии расчетной нагрузки напряжения должны быть близкими к временному сопротивлению δв. Следовательно, отношение Р^Р/Р^Э_max должно быть примерно равным отношению δв/ δ_0.2.

Для большинства конструкционных материалов, применяемых в авиастроении, отношение δв/ δ_0.2.= 1,2 -1,5, поэтому для различных случаев нагружения коэффициент безопасности задается нормами прочности в пределах 1,5 - 2,0. Для нагрузок, часто повторяющихся и действующих продолжительное время, задаются большие значения коэффициента безопасности, для редко повторяющихся и кратковременных - минимальные значения этого коэффициента.

ОГРАНИЧЕНИЕ СКОРОСТИ ПОЛЁТА

ПО УСЛОВИЯМ ПРОЧНОСТИ.

Ограничение скорости полёта по условиям прочности. На современном самолёте стоят мощные двигатели, позволяют достигать очень большие скорости полёта, но в ряде случаев скорости ограничены условиями прочности жёсткости Л.А. нагрева конструкции.

Ограничение по перегрузки, имеет место при полёте в неспокойном воздухе, возникновении восходящих и нисходящих потоков.

Ограничение по скоростному напору, PV²/2 производится в целях уменьшения поверхностной нагрузки на крыло, оперение, которая равна напору.

Ограничение по температуре, зависит от свойств применяемого материала.

Так, задаваясь допустимыми значениями прочности, определяют допустимую для данного материала температуру обшивки. А температура обшивки соответствует определённой скорости полёта. (она изменяется по высоте, т.к. изменяется плотность воздуха).

ЗАНЯТИЕ №1

ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КРЫЛУ.

1. Аэродинамические требования.

Наименьшее сопротивление (сопротивление формы, трения, волновое, индуктивное, интерференции и пр.); возможность получения набольшего С_{у max} при применении механизации; обеспечение достаточной устойчивости, управляемости и необходимой балансировки на всех режимах полёта.

2. Конструктивные требования.

Малый вес при достаточной прочности и жёсткости крыла (полное удовлетворение требованиям норм прочности ); возможность удобной конструктивной увязки конструкции крыла с другими агрегатами самолёта.

3. Эксплуатационные требования.

Максимальное использование внутреннего объёма, высокая живучесть (т.е. минимальная уязвимость силовых элементов, органов управления и механизации), доступность для досмотра и обслуживания всех ответственных частей и деталей, лёгкость ремонта, эксплуатация в любое время года, удобное размещение оборудования и всех частей, которые расположены на крыле и внутри его, возможность хранения под открытым небом.

4. Производственно-экономические требования.

Удовлетворяя всей совокупности требований, конструкция крыла должна допускать применение при данном объёме производства наиболее

экономичной технологии.

ЗАНЯТИЕ №2

СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА.

Лонжероны по конструкции делятся на балочные и ферменные (рис. 2.13). На современных самолетах в основном применяются балочные лонжероны, состоящие из верхнего и нижнего поясов и стенки. Пояса выполняются чаще всего из алюминиевых сплавов, реже из титановых сплавов и легированных сталей. К концу крыла сечение поясов уменьшается по мере изменения усилий, действующих от изгибающего момента в сечениях крыла.

Стенка к поясам приклепывается, в наиболее нагруженных местах может крепиться болтами. К стенке для подкрепления приклепываются стойки, которые одновременно служат для крепления нервюр. По длине лонжерона стенка также имеет переменную толщину. Встречаются лонжероны с двумя стенками.

Рис. 2.13. Лонжероны крыла:

а –балочный; б –ферменный клепаный; в –ферменный сварной;

1 — верхний пояс; 2 — нижний пояс; 3 — стенка; 4 — стойка; 5 — раскос

Ферменные лонжероны вместо стенки имеют стойки и раскосы, работающие на усилия растяжения и сжатия. В стальных лонжеронах пояса со стойками и раскосами свариваются, в лонжеронах из алюминиевых сплавов соединяются заклепками и болтами. Ферменные лонжероны применяют иногда на тяжелых самолетах с большой строительной высотой крыла, где такой лонжерон может оказаться более выгодным в массовом отношении.

Встречаются составные лонжероны: в корневой части ферменной конструкции, а к концу крыла - балочной. Лонжероны крыльевое большой удельной нагрузкой и малой строительной высотой могут выполняться монолитными.

Стрингеры участвуют в работе крыла на изгиб и подкрепляют обшивку при ее работе на сжатие и кручение. Для стрингеров используют профили из алюминиевых сплавов, получаемые методом прессования или прокатки, а также гнутые профили, выполненные из листового материала. Типовые формы сечений стингеров показаны на (рис. 2.14.)

Стрингеры крепят к обшивке обычно заклепками с потайными или полупотайными головками. Для повышения вибростойкости и ресурса все более широкое применение находят клееклепаные и клеесварные соединения и особенно стрингеры из композиционных материалов, склеиваемые с обшивкой, также выполненной из КМ.

Рис. 2.14. Типовые формы сечений стрингеров.

Рис. 2.15. Типовые конструкции нервюр:

а — балочная; б —ферменная; а –рамная; г, д –соединение нервюры со стрингером язычком (г) и уголком (д)

Нервюры служат для сохранения профиля крыла и передачи воздушных нагрузок с обшивки на стенки лонжеронов. По конструкции нервюры могут быть балочными, ферменными и рамными (рис. 2.15). По месту прохождения лонжеронов нервюры разрезают. Нервюры делятся на нормальные и усиленные.

Нормальная балочная нервюра выполняется обычно холодной штамповкой из листового дюралюминия. Она имеет просечки для прохождения стрингеров и соединяется с ними язычком или отдельным соединительным уголком посредством заклепки. Толщина стенки нервюры выбирается в зависимости от наибольшей поперечной силы, действующей в плоскости нервюры. В стенке выполняются отверстия облегчения с от бортовками по краям для повышения жесткости стенки.

Ферменная нервюра состоит из верхнего и нижнего поясов, соединенных между собой стойками и раскосами. Такие нервюры применяются сравнительно редко. Они могут быть выгодными в отношении массы при большой толщине крыла и в местах действия больших сосредоточенных нагрузок (от двигателей, шасси и др.).

Рамная нервюра состоит из верхней и нижней частей, не связанных друг с другом. Каждая из частей нервюры работает самостоятельно от нагрузок, действующих на верхнюю и нижнюю панели крыла. Рамные нервюры устанавливаются обычно в местах расположения топливных баков, где необходимо убирать стенки нервюр для размещения бака.

Усиленные нервюры устанавливают в местах действия на крыло больших сосредоточенных нагрузок, например от шасси, двигателей, закрылков, элеронов, топливных баков. В отличие от нормальных нервюр они воспринимают значительные изгибающие моменты и поэтому имеют усиленные пояса, выполненные из гнутых или прессованных профилей. Усиленные нервюры нагружаются большими поперечными силами, поэтому их стенки выполняют без отверстий облегчения. Устойчивость стенки повышают нанесением рифтов или креплением к ней стоек.

В стреловидном крыле нервюры обычно устанавливают перпендикулярно одному из лонжеронов - чаще заднему - из технологических соображений. Это связано с тем, что установка нервюр по направлению потока приводит к увеличению их длины и, следовательно, массы.

Обшивка образует поверхность крыла и воспринимает воздушные нагрузки, передавая их на стрингеры и нервюры. Работающая обшивка участвует в работе крыла на изгиб и кручение. Неработающая (полотняная) обшивка в настоящее время встречается лишь изредка на тихоходных ВС, так как она не способна выдерживать значительные воздушные нагрузки.

Обшивка выполняется чаще всего из листов дюралюминия Д16. В сжатых зонах применяется более прочный алюминиевый сплав - В95. Обшивка, подвергающаяся значительному нагреву, в частности на сверхзвуковых самолетах, выполняется из титановых сплавов и жаропрочных сталей. Толщина обшивки достигает 6 мм и более.

На современных ВС все более широкое применение находит слоистая обшивка из сотовых и гофровых панелей и обшивка из композиционных материалов. Слоистая обшивка имеет толщину 15-20 мм и высокую жесткость, что позволяет значительно облегчить стрингерный набор, отказаться от него полностью, увеличить расстояние между нервюрами, уменьшить число заклепочных швов и получить более легкую конструкцию с высоким качеством поверхности. Из композиционных материалов для обшивки применяют обычно стекло- и углепластики. На тяжелых ВС наряду с обычными сборно-клепаными панелями крыла применяют монолитные, в которых обшивка и стрингеры, а иногда и нервюры выполняются как одно целое. Монолитные панели позволяют улучшить поверхность крыла, повысить его жесткость, значительно уменьшить число деталей и снизить трудоемкость сборки, а также улучшить усталостные характеристики конструкции вследствие отсутствия отверстий под заклепки. Однако монолитная панель дороже сборной, поскольку ее изготовление требует значительного количества оснастки. На монолитных панелях сложно выполнять доработки и модификации конструкции; в эксплуатации монолитные панели требуют повышенного внимания, так как возникшие усталостные трещины распространяются значительно быстрее, чем в сборной конструкции.

Вырезы в крыле выполняют для подхода к размещенному в нем оборудованию, а также в технологических целях. Вырезы в обшивке моноблочного (кессонного) крыла приводят к снижению его прочности и жесткости, поэтому их закрывают силовыми панелями и крышками, закрепленными по контуру большим числом винтов. Такие крышки и панели участвуют в работе силовой схемы крыла, передавая усилия через зону выреза.

Силовые панели и крышки применяют для люков больших размеров или же для небольших люков, которыми редко пользуются в процессе эксплуатации. В других случаях применяют не силовые крышки, закрепленные небольшим числом винтов или легко открывающимися замками. При не силовых крышках нагрузки, которые должны передаваться через вырезанный участок обшивки, обтекают вырез, дополнительно нагружая силовые элементы вблизи выреза. Поэтому дополнительно нагруженные элементы в зоне выреза усиливают. Усиление достигается установкой по краям выреза рам, усиленных или дополнительных профилей, накладок из листового материала на обшивку.

В лонжеронных крыльях обшивка работает в основном на. кручение и вырезы в ней мало сказываются на общей силовой схеме крыла. Поэтому здесь не требуется установки силовых крышек или значительного усиления конструкции по контуру выреза.

ЗАНЯТИЕ №3

И КРЫЛА С ФЮЗЕЛЯЖЕМ.

Стыки крыласоединяют его в одно целое. Конструкция стыков зависит от его конструктивно-силовой схемы. В лонжеронном крыле применяются точечные стыковые соединения, в моноблочном (кессонном) - контурные соединения.

Стыковые узлы лонжеронного крыла устанавливаются на поясах лонжеронов. Широко применяются вильчатые и гребен­чатые точечные узлы. Вильчатый узел (рис. 2.18.) состоит из вилки и ушка, соединенных стальным болтом; гребенчатый узел - из вилки и гребня, также соединенных болтом. Болты этих соединений работают на срез: в вильчатом соединении болт имеет две плоскости среза, в гребенчатом - четыре. Оче­видно, что болт в гребенчатом соединении может иметь мень­ший диаметр, поэтому такой узел более компактен. Оси отверс­тий под стыковые болты могут занимать как горизонтальное, так и вертикальное положение.

Наряду с рассмотренными узлами лонжероны могут соеди­няться посредством фитингов, накладок, соединением "на ус". В фитинговом соединении (рис. 2.19.) стяжные болты располагаются вдоль крыла и в зоне растяжения работают на разрыв. Усилия сжатия передаются через торцовые поверхности фитин­гов, прилегающих друг к другу. Узлы стыковки тонких крыльев могут выполняться со сквозными вертикально расположенными стыковыми болтами.

Рис. 2.19. Фитинговое соединение лонжерона:

1 –пояс лонжерона; 2 –стенка лонжеро­на;

Рис. 2.18. Вильчатые узоры 3 –стыковочный угольник;

Стыка лонжерона 4 –фитинг пояс лонжерона;

Рис. 2.20. Контурное соединение крыла:

1,3 –стыковочные профили; 2 –болт стыка; 4 –лонжерона

5 –угольник стыка стенки

Контурное соединение моноблочного (кессонного) крыла (рис. 2.20.) состоит обычно из стыковочных фитинговых профилей, установленных на верхней и нижней панелях крыла, и уголковых профилей, установленных на стенках лонжеронов.

Стыковочные профили имеют гнезда для стяжных болтов, через которые передаются усилия растяжения. Усилия сжатия передаются через стык благодаря прилеганию стыковочных профилей своими торцами друг к другу, поперечная сила - болтами, соединяющими уголковые профили на стенках лонжеронов, крутящий момент – восновном силами трения, возникающими между стыковочными профилями. Стыки нижних панелей крыла могут выполняться также посредством стыковочной ленты, закрепленной винтами к соединяемым панелям. При работе панелей на растяжение лента также работает на растяжение, а болты - на срез.

ЗАНЯТИЕ №4

ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ

ЗАНЯТИЕ №5

ТЕМА №3 ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ

ЗАНЯТИЕ №1

СТАБИЛИЗАТОРА, РУЛЯ ВЫСОТЫ.

Поскольку нагрузки, действующие на оперение, аналогичны нагрузкам, действующим на крыло, конструкция и нагружение силовых элементов оперения такие же, как и соответствующих силовых элементов крыла.

Стабилизатор и киль крепятся к фюзеляжу обычно жестко, посредством точечных или контурных соединений. Однако на скоростных самолетах часто применяют подвижное крепление стабилизатора, позволяющее в полете изменять углы его установки. Этим достигается возможность пилотирования самолета в широком диапазоне центровок и при отклонении мощной механизации крыла или же использовать стабилизатор в качестве органа продольной управляемости самолета. У такого стабилизатора одно крепление, обычно заднее, делают шарнирным, второе крепление имеет подвижность по вертикали. Перемещение стабилизатора из одного положения в другое достигается посредством электрических или гидравлических приводов.

Типовая конструкция рулей и элеронов состоит из балочного лонжерона, нервюр и дюралюминиевой обшивки (рис. 3.2.). Рулевые поверхности больших размеров могут иметь стрингеры. Для кронштейнов навески рулей и элеронов в их носках делают вырезы, подкрепленные для передачи крутящего момента в зоне выреза. Иногда лонжероны выполняют трубчатыми. Трубчатый лонжерон воспринимает все нагрузки, действующие на рулевую поверхность: изгибающий и крутящий моменты и поперечную силу. Поэтому руль с трубчатым лонжероном может иметь неработающую обшивку, в том числе и полотняную.

На рулях и элеронах широкое применение находят сотовые конструкции, все более внедряются композиционные материала.

Рис. 3.2. Конструкция руля высоты:

1 — обшивка; 2 — профиль крепления триммера; 3 — нервюры;

4 — лонжерон; 5 –балансировочный груз

Рули и элероны навешивают посредством шарнирных опор с шариковыми подшипниками. Для уменьшения деформации рулевых поверхностей большого размаха и для повышения надежности число опор обычно делается больше двух. При значительном изгибе крыла (стабилизатора, киля) опоры рулевой поверхности перестают лежать на одной прямой, что может вызвать защемление узлов навески. Для устранения этой опасности в опорах применяют сферические шарикоподшипники, делают руль (элерон) разрезным, состоящим из двух или более частей. Деление рулей и элеронов на секции повышает также живучесть органов управления самолетом, если каждая секция имеет самостоятельный привод.

Вследствие искривления оси вращения руля при деформации несущей поверхности расстояние между опорами уменьшается. Для устранения нагрузок, вызванных сближением опор, часть опор делается подвижной в направлении оси вращения. Наличие таких опор способствует также взаимозаменяемости рулей. Подвижными выполняются не все опоры - одна из опор руля (секции руля) выполняется жесткой в осевом направлении для восприятия действующих на руль продольных усилий.

ЗАНЯТИЕ №2

1. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ И БАЛАНСИРОВКА САМОЛЁТОВ, НАЗНАЧЕНИЕ И КОНСТРУКТИВНОЕ ИСПОЛНЕНИЕ:

ТЕМА №4

ЗАНЯТИЕ №1

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОЛЕБАНИЯХ:

ЗАНЯТИЕ №2

1. ИЗГИБНО-КРУТИЛЬНЫЙ ФЛАТТЕР КРЫЛА:

ТЕМА №5 ФЮЗЕЛЯЖ

ЗАНЯТИЕ №1

ФЮЗЕЛЯЖЕЙ И ТРЕБОВАНИЯ К НИМ.

Фюзеляж - основная часть конструкции ВС, предназначен­ная для соединения в одно целое всех его частей, а также для размещения экипажа, пассажиров, оборудования и грузов.

Разновидностью фюзеляжа являются гондола и лодка гид­росамолета. Гондола применяется на специальных самолетах в основном для улучшения обзора и на самолетах типа "бесхвостка". Гондола в отличие от фюзеляжа не несет на себе оперения. Лодке придается форма, позволяющая гидросамолету произво­дить взлет и посадку на воду.

Современные самолеты с газотурбинными двигателями эксплуатируются на высотах до 12 км, где атмосферные условия неприемлемы для жизнедеятельности человека, поэтому фюзеляжи ВС, эксплуатирующихся на высоте более 3000 м, имеют герметическую кабину, в которой поддерживается избы­точное давление воздуха (по отношению к внешней атмосфере).

Фюзеляж является основным источником вредного сопро­тивления ВС, по этому большое внимание уделяется его обво­дам (придание обтекаемой формы) и качеству поверхности. У грузовых самолетов хвостовая часть фюзеляжа делается при­поднятой с целью увеличения посадочного угла и удобства погрузки и выгрузки грузов через задний люк. Для уменьшения волнового сопротивления носовая чисть сверхзвукового самоле­та делается удлиненной и заостряется. Удлиненная носовая часть затрудняет обзор из кабины пилотов, поэтому на некото­рых самолетах при посадке и взлете она может отклоняться вниз, обеспечивая обзор пилоту.

Рис. 5.1. Типовые формы поперечного сечения фюзеляжа:

а — круглая; б — прямоугольная; в — овальная

Поперечному сечению фюзеляжа придается круглая, оваль­ная, прямоугольная или более сложная форма с учетом назна­чения ВС и из технологических соображений (рис. 5.1). Круглая форма проста в производстве, выгодна в аэродинамическом и массовом отношениях, особенно при наличии в фюзеляже герметической кабины. Овальное и прямоугольное сечения позволяют увеличить площадь пола кабины и лучше использо­вать объем фюзеляжа при компоновке пассажирских кресел и размещении грузов.

Геометрическими характеристиками фюзеляжа являются его длина, ширина, высота и диаметр. Относительные размеры характеризуются удлинением фюзеляжа, которое выражается отношением его длины L_Фк диаметру круга, равного по площа­ди миделеву сечению, d_МФт. е. λ_Ф=L_Ф/ d_МФ (миделевым называется наибольшее по площади поперечное сечение фюзе­ляжа).

Длина фюзеляжа транспортных самолетов составляет 0,8 -1,2 размаха крыла и на тяжелых ВС превышает 60 м, диаметр достигает 6 м и более. Удлинение фюзеляжа дозвуковых само­летов принимается равным 7 - 10, сверхзвуковых - 10 - 15.

МАССОВОЕ И ТЕМПЕРАТУРНОЕ.

Вполете на фюзеляж действуют аэродинамические силы, распределенные по его поверхности, массовые нагрузки от собственной конструкции, сосредоточенные нагрузки от за­крепленных на фюзеляже оперения, шасси, двигателей и др., массовые нагрузки от грузов и оборудования, нагрузки от избы­точного давления в гермокабине. Аэродинамические нагрузки и массовые нагрузки от конструкции сравнительно невелики и при расчете фюзеляжа на прочность не учитываются.

Силы, действующие на фюзеляж, уравновешиваются реак­циями в узлах крепления крыла, поэтому при расчете на проч­ность фюзеляж рассматривают как балку, опорами которой являются лонжероны крыла.

Определяющие нагрузки в хвостовой части фюзеляжа само­лета - аэродинамические силы, действующие на оперение. Аэродинамическая сила, действующая на горизонтальное оперение У_ГО (рис. 5.2), во всех сечениях хвостовой части фюзе­ляжа вызывает изгибающий момент М_{ИЗ ГО} и поперечную силу Q_ГO, которые действуют в вертикальной плоскости. Поскольку точка приложения силы У_ГО лежит в плоскости симметрии фю­зеляжа, крутящего момента, от ее действия не возникает. Изги­бающий момент в сечении равен произведению аэродинамичес­кой силы на расстояние от сечения до линии действия этой силы: М_{ИЗ ГО}= У_ГОL_1.

Рис. 5.2. Схемы напряжений в сечении хвостовой части фюзеляжа самолета

Следовательно, наибольший изгибающий момент возникает у узлов крепления фюзеляжа к крылу. От действия изгибающего момента нагружаются обшивка и стрингеры верх­ней и нижней частей фюзеляжа: в верхней части эти элементы работают на растяжение, в нижней - на сжатие. Усилия растя­жения и сжатия вызывают в обшивке и стрингерах нормальные напряжения σ_ГО которые имеют наибольшее значение в эле­ментах, наиболее удаленных от оси фюзеляжа.

Поперечная сила Q_ГО во всех сечениях одинакова и равна аэродинамической силе Y_ГO. Поперечная сила воспринимается обшивкой бортов фюзеляжа, вызывая в ней касательные напряжения τQ_ГО .

На вертикальное оперение при отклонении руля направле­ния действует аэродинамическая сила Y_ВО, направленная в сторону, противоположную отклонению руля. Эта сила дейст­вует в горизонтальной плоскости, нагружая хвостовую часть фюзеляжа поперечной силой Q_ВO равной аэродинамической силе Y_ВО, и изгибающим моментом М_{ИЗ ВО}=Y_ВОL₂. Кроме того, сила Y_ВО нагружает фюзеляж крутящим моментом, так как эта сила приложена на удалении от оси фюзеляжа. Крутящий момент М_КР = Y_ВОh, где h - расстояние от точки приложения силы до продольной оси фюзеляжа.

Изгибающий момент М_{ИЗ ВО} нагружает обшивку и стрингеры боковых сторон фюзеляжа, создавая в них напряжения растяже­ния и сжатия δ_ВО. Поперечная сила Q_ВO нагружает верхнюю и нижнюю части обшивки касательными напряжениями

τQ_ВO, a крутящий момент вызывает по всему контуру обшивки каса­тельные напряжения τ_КР. В случае одновременного действия сил Y_ГО и Y_ВО нормальные и касательные напряжения в сило­вых элементах конструкции фюзеляжа алгебраически сумми­руются.

В криволинейном полете на агрегаты и грузы, размещенные в фюзеляже, действует перегрузка, поэтому массовые нагрузки определяются с учетом ее значения.

Хвостовая часть фюзеляжа одновинтового вертолета (хвос­товая балка) нагружается в основном тягой рулевого винта Р_РВ (рис. 6.3). Эта сила вызывает в сечениях балки поперечную силу Q= Р_РВизгибающий момент М_из = Р_РВL_РВ.

L_РВ расстояние от линии действия тяги рулевого винта до сечения) и крутящий момент М_КР = P_PBh (h- расстояние от линии действия тяги до оси жесткости хвостовой балки).

Так же как в сечениях фюзеляжа самолета, действие изги­бающего момента вызывает в боковых панелях балки напряже­ния растяжения и сжатия. От поперечной силы нагружаются верхняя и нижняя панели балки - в них возникают касательные напряжения τQ. Крутящий момент вызывает в контуре обшивки касательные напряжения τ_КР. Таким образом, характер нагружения хвостовой балки вертолета от действия тяги рулевого винта аналогичен нагружению фюзеляжа самолета от дейст­вия аэродинамической силы на вертикальное оперение.

Рис. 5.3. Схема напряжений в сечении хвостовой балки одновинтового вертолета

При посадке ВС на фюзе­ляж действуют собственные массовые нагрузки и нагрузки от массы агрегатов и грузов. Они вызывают изгибающий момент и поперечную силу в вертикальной плоскости, а при посадке со сносом и в гори­зонтальной плоскости.

Аэродинамические силы на общую прочность фюзеляжа оказывают незначительное влияние, поскольку по по­перечным сечениям они прак­тически самоуравновешивают­ся. Однако местные воздушные нагрузки вследствие больших местных разрежений могут быть большими, особенно на высту­пающих частях фюзеляжа, имеющих плавные очертания (фона­ри, блистеры и др.). Воздушные

нагрузки являются исходными для расчета крепления обшивки, крышек люков и лючков, остекления кабин фюзеляжа. Большие нагрузки воспринимают обшивка, шпангоуты, двери, крышки люков, остекление от действия избыточного