Классификация самолетов и вертолетов.

По этому признаку все самолеты разделяются на самолеты гражданскойавиации и военные.

Самолеты гражданской авиации (ГА) предназначены для перевозки пассажиров, грузов, почты и обслуживания некоторых отраслей народного хозяй­ства. Классификация самолетов ГА представлена на рис. 1.3. Здесь приведено деление самолетов в зависимости от характера выполняемых задач, дальности полета L, числа перевозимых пассажиров п_шс, коммерческой нагрузки ш_ком, размеров и типа ВПП.

Военные самолеты предназначены для выполнения различных боевых задач: уничтожения воздушных целей (истребительная авиация), уничтожения целей в тылу противника (бомбардировочная авиация), получения информации о противнике (разведывательная авиация), перевозки войск и боевой техники (военно-транспортная авиация).

Классификация	Обозначение	Максимальная взлетная масса (кг)
Самолеты	Вертолеты
Тяжелые	I класс	свыше 136 000	свыше 10000
Средние	II класс	от 5700 до 136 000	от 3180 до 10000
Легкие	III класс	от 2250 до 5700	от 2250 до 3180
IV класс	от 750 до 2250	от 750 до 2250
Сверхлегкие	V класс	менее 750	менее 750

. Воздушные суда в зависимости от максимальной (сертифицированной) взлетной массы классифицируются в соответствии с таблицей 1.

По дальности полета гражданские воздушные суда подразделяются:
1) магистральные дальние – 6000 км. и более;
2) магистральные средние – от 2500 до 6000 км.;
3) магистральные ближние – от 1000 до 2500 км.;
4) воздушные суда с дальностью полета до 1000 км

2.Принцип работы гидросистемы управления закрылками.

Гидросистема управлениязакрылками служит для уборки и выпуска закрылков. Исполнительным механизмом системы управления закрылками является рулевой привод РП-60-1, имеющий выходной вал гидравлического привода, кинематически связанный с валом трансмиссии закрылков. Гидросистема питания рулевого привода РП-60-1 состоит из двух каналов, получающих энергию давления жидкости от первой и второй гидросистем. При отказе одной гидросистемы вторая гидросистема обеспечивает нормальную работу закрылков с вдвое меньшей скоростью. Рулевой привод РП-60-1 (рис. 5.71) является силовым агрегатом, обеспечивающим уборку и выпуск закрылков.

В конструкцию рулевого привода входят головка управления 2, гидродвигатель 10,дифференциал 7, тормоз 6, ручной привод 8 и механизм МКВ42А 5.Подача жидкости для работы гидродвигателей осуществляется одновременно от первой и второй гидросистем.

Гидродвигатель является агрегатом аксиального типа с девятью плунжерами с вращающимися блоками цилиндров и неподвижной наклонной шайбой. Рулевой привод может выпускать закрылки на полный угол и убирать их при работе двух гидросистем за 20 с, при работе одной гидросистемы — за 40 с. Дифференциал соединен с валом трансмиссии 9, который через винтовые подъемники приводит в действие закрылки. Тормоз обеспечивает фиксацию вала трансмиссии в любом положении. Тормоз также предотвращает вращение вала от

аэродинамической нагрузки при отсутствии сигнала управления.

3.Противообледенительная система самолета. Назначение и требования, предъявляемые к системе.

Противообледенительная система самолёта предназначена для защиты самолёта от обледенения.
образование во время полёта на поверхности различных частей самолёта ледяных наростов представляет большую опасность. Обледенение уменьшает подъёмную силу самолёта и увеличивает его лобовое сопротивление, мешает работе органов управления, ухудшает пилотам видимость, увеличивает вибрацию и нагрузку отдельных элементов планера, отрицательно влияет на работу двигателей. Поэтому эффективная защита самолёта от обледенения является одной из важных задач, и в настоящее время противообледенительные устройства на самолёте являются обязательными.

Обычно выполняется защита от обледенения лобовых частей крыла, стабилизатора, киля, воздухозаборников двигателей, воздушных винтов, остекления, приёмников воздушных давлений и др. (рис. 10.1)
Термические методы могут применяться как для предупреждения, так и для устранения обледенения. Работа противообледенительных устройств основана на нагреве защищаемой поверхности самолёта до температуры, исключающий возможность её обледенения. В зависимости от способа защиты поверхностей самолёта различают электротермические и воздушно-тепловые противообледенительные системы.
Электротермический способ защиты от обледенения позволяет подавать тепло к защищаемой поверхности с перерывами. При этом методе допускается образование небольшого количества льда на поверхности, после чего к этой поверхности подается тепло, лед подтаивает и сдувается воздушным потоком. После удаления льда обогрев прекращается, температура понижается, и лед образуется вновь. Этот процесс повторяется через определённый промежуток времени. При циклическом обогреве расход энергии на обогрев в несколько раз меньше, чем при обогреве непрерывном.
Защищаемые от обледенения поверхности обычно разбивают на отдельные секции, имеющие симметричное расположение на левой и правой частях крыла и оперения. На крыле и оперении, кроме периодически включаемых секций, могут быть непрерывно обогреваемые в условиях обледенения участки, такие, как места стыка секций и передние кромки, с которых лед не может быть сброшен аэродинамическими силами.
Противообледенительный носок крыла и оперения представляет собой многослойную конструкцию, спрессованную на синтетическом клее, состоящую из внешней и внутренней обшивки, между которыми размещены два стеклотканевых слоя электроизоляции и нагревательный элемент (рис. 10.2). С внутренней стороны установлены термовыключатели, предотвращающие перегрев и коробление обшивки в случае отказа автоматики. Силикатные элетрообогреваемые лобовые стекла фонаря кабины экипажа состоят из наружного и внутреннего стекол, между которыми помещается либо токопроводящий прозрачный слой, либо большое количество константановых проволок диаметром 0,03 мм, натянутых параллельными рядами. Там же помещают датчики температуры, обеспечивающие автоматическое регулирование температуры стекла в пределах 30-40 градусов.
Источником тепла воздушно-тепловой системы является воздух, отбираемый от компрессоров двигателей. Поскольку воздух, отбираемый от двигателей, имеет высокую температуру, то для ее понижения до 150-200 градусов в узлах отбора и подготовки воздуха устанавливаются воздухо-воздушные радиаторы или эжекторы (рис 10.3 и 10.4).

Защита от обледенения осуществляется путем нагрева частей самолета во время полета

до положительных температур. Следовательно, на этих частях лед не может отлагаться, а

отложившийся ранее — подтаивает и срывается воздушным потоком.

Противообледенительные устройства самолета дают возможность совершать полеты вусловиях обледенения. На самолете Ту-154 применяются два способа нагрева выступающих

частей; один — с применением теплого воздуха, который забирается от компрессоров

двигателей, второй — с применением переменного электрического тока.

Контроль за началом обледенения осуществляется с помощью радиоизотопного

сигнализатора обледенения РИО-3, который состоит из датчика, электронного блока, красной

лампы, выключателя и АЗС.

Билет №_____5

Нормы летной годности ЛА.

НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ(НЛГ) — свод государственных требований к лётной годности (ЛГ) гражданских летательных аппаратов, направленных на обеспечение безопасности полётов. Учитывая, что безопасность полёта обеспечивается авиационной транспортной системой (АТС), составной частью которой является летательный аппарат, соответствие типа летательного аппарата Нормам свидетельствует о том, что его конструкция и характеристики удовлетворяют предъявляемым требованиям к безопасности полёта. Следовательно, лётная годность летательного аппаратопределяется его способностью совершать безопасный полёт во всём диапазоне установленных для него ожидаемых условий эксплуатации (при условии, что остальные компоненты АТС функционируют нормально).

Существуют международные стандарты лётной годности и национальные НЛГ. Международные стандарты и рекомендации ЛГ разработаны Международной организацией гражданской авиации и впервые опубликованы в 1949 в качестве Приложения 8 к Чикагской конвенции 1944. Приложение 8 включает стандарты ЛГ широкого плана и служит международной (обязательной) основой для разработки национальных НЛГ, которые обязано иметь каждое государство — член Международной организации гражданской авиации.

Страны — члены Международной организации гражданской авиации имеют свои национальные НЛГ или распространяют на свою гражданскую авиатехнику действие НЛГ одной из передовых авиационных держав. Наибольшим авторитетом среди зарубежных НЛГ пользуются нормы США — Federal Aviation Regular (FAR) и Великобритании — British Civil Airworthiness Requirements (BCAR), разработка и постоянное совершенствование которых ведётся с 30-х гг.

. Настоящие Нормы устанавливают:
1) государственные требования к летной годности ВС, при котором уровень летной годности ВС достигается выполнением всех требований настоящих Норм;
2) факторы (условия или причины), приводящие к возникновению особых ситуаций и подлежащие рассмотрению при оценке летной годности ВС, которые указываются в соответствующих пунктах настоящих Норм.
При этом особой ситуацией признается ситуация, возникшая в результате воздействия неблагоприятных факторов или их сочетаний, и приводящая к снижению безопасности полета.

2.Конструкция агрегатов гидравлической системы самолета.

Гидравлическая система самолета обеспечивает управление системами и механизмами, определяющими безопасность полета.

Гидравлический комплекс самолета предназначен для питания рабочей жидкостью следующих потребителей (см. рис. 4.7.):
• приводов системы управления самолетом и механизации крыла;
• сети уборки-выпуска шасси;
• механизмов поворота колес передней опоры;
• сети торможения колес;
• сети управления стеклоочистителями;
• и др.

Надежность, живучесть и долговечность гидросистемы достигается совершенством конструкции агрегатов, многократным резервированием, как источника энергии, так и гидроприводов, автоматизацией управления, контроля работы и информации экипажа. Применение гидравлических приводов на самолете вызвано сравнительно малыми массой и габаритами, большим быстродействием и малой инерционностью частей исполнительных механизмов (в отличие от электродвигателей). Масса и габариты гидравлического агрегата составляют примерно 10-20 процентов массы и габаритов электрического агрегата подобного назначения и той же мощности. Приводы гидравлической системы позволяют развивать значительные усилия при большом быстродействии, обеспечивают простую фиксацию промежуточных положений исполнительных механизмов. Гидравлические системы применяют для управления стабилизатором и рулями, для уборки и выпуска шасси, взлетно-посадочной механизации и других потребителей.

Рабочим телом гидросистемы на большинстве самолётов ГА является авиационное масло гидравлическое АМГ-10. Характер работы системы во многом определяется свойствами этой жидкости. Она нейтральна к стали и дюралюминию, а её вязкость изменяется по температуре незначительно.

К недостаткам гидравлической системы можно отнести сравнительно большую массу агрегатов, трубопроводов и рабочего тела, зависимость работы агрегатов от окружающей температуры. Повреждения агрегатов и трубопроводов, связанные с потерей герметичности, могут привести к выбросу жидкости из гидросистемы, что приведет к отказам гидросистемы.

На самолете имеются три самостоятельные гидравлические системы, имеющие независимые источники давления, трубопроводы, распределительные краны и другие устройства. Все три гидросистемы выполняют следующие общие функции (рис. 4.1):
1. Управление рулями высоты, направления, элеронами и элеронами-интерцепторами, т.е. обеспечивают гидропитание рулевых приводов и рулевых агрегатов основного управления по первому, второму и третьему каналам.
2. Выпуск шасси: основной, аварийный и дублирующий аварийный выпуск - последовательно от первой, второй и третьей гидросистем соответственно.
3. Расстопоривание руля направления.
Дополнительноот каждой из гидросистем производится:
а) от первой гидросистемы:
- уборка шасси;
- управление внутренними и средними интерцепторами;
- управление закрылками (по первому каналу);
- торможение колес (основное, аварийное и стояночное);
- автоматическое подтормаживание колес передней и основных опор после взлета (с № 85255);
б) от второй гидросистемы:
- управление поворотом колес передней опоры шасси;
- управление закрылками (по второму каналу).

^Основные эксплуатационные данные, общие для трех гидросистем:

1. Рабочая жидкость (масло) АМГ-10
2. Номинальное рабочее давление, кг/см² (21)±(МПа) 210
3. Давление срабатывания предохранительных клапанов, кг/см² 5 (24)±(МПа) 240
4. Давление срабатывания красных светосигнализаторов
(критического давления), кг/см² 5 (10) и ниже±(МПа) 100
5. Максимальная производительность насоса НП-89, л/мин 55
6. Минимальная производительность насоса НП-89
0,3±(при "нулевой" производительности), л/мин 4,2
7. Начальное давление азота в гидроаккумуляторах каждой гидросистемы, кг/см² 3 (8,5)±(МПа) 85
8. Начальное давление азота в гасителях пульсаций каждой гидросистемы, кг/см² 3 (11,5)±(МПа) 115
9. Падение давления в системах при работе потребителей от гидронасосов НП-89 (не ниже), кг/см² (МПа) 180 (18,0)