Конструкция самолётов

Сила на триммере Y_Т так же, как и сила Y_ск, создает момент М_Т = Y_Т ∙b относительно оси вращения руля, уменьшающий шарнирный момент Мш. Это приводить к уменьшению потребных усилий в тяге привода управления и, в конечном счёте, к уменьшению усилий на командных рычагах управления.

Конструкция триммера типична  для рулевой поверхности, в том  числе и для сервокомпенсатора, и состоит из каркаса и обшивки.

 

 

Одной из важнейших задач  компоновки самолёта является определение  центра масс (Ц.М.) самолёта и приведение его в такое положение относительно средней аэродинамической хорды крыла при котором:

1. В варианте наиболее  заднего положения Ц.М. обеспечивалось  бы условие:

где: - предельно задняя центровка;

       - относительная координата фокуса самолёта;

- допустимая степень (запас)  продольной статической устойчивости  самолёта.

2. В варианте наиболее  переднего положения Ц.М. обеспечивалось  бы условия достаточности отклонения рулей высоты или стабилизатора для балансировки самолёта на режиме взлёта или посадки при отклонённой механизации крыла.

,

где:  - предельно задняя центровка;

х_тп.з - координата наиболее заднего положения ЦМ, измеренная от носка САХ;

- относительная координата фокуса  самолёта;

где:  b_a - средняя аэродинамическая хорда крыла.

В первом приближении  можно определить следующей зависимостью:

;       ;

;

где:  координата фокуса самолёта без ГО;

 смещение координаты фокуса  самолёта наличием ГО;

 изменение скоса потока;

k_го - коэффициент торможения потока;

тогда  ;

 – положение b_а по размаху;

- допустимая степень (запас)  продольной статической устойчивости  самолёта;

- для дозвуковых пассажирских  самолётов.

Тогда, координата предельно  задней центровки должно быть:

=0,42-0,15³0,27

Определяется центровку  самолета по горизонтальной оси – OX (рис. 3).

 

 

Рис. 3. Центровочная схема самолета

 

За начало координат  при расчёте центровки принимаем  носок фюзеляжа, с тем, чтобы все  координаты грузов были положительными. При этом ось ОХ обычно совмещают  со строительной горизонталью (осью) фюзеляжа. Для расчёта  центровки составляется центровочная ведомость.

Координаты грузов берутся  с компоновочного чертёжа, который  представляет собой продольный разрез самолёта по оси симметрии в масштабе. При центровочных расчетах первого  приближения за исходные массы принимают  массы второго приближения.

При этом принимают:

1. Положение центра  масс крыла 0,4 ∙ b_a

2. Положение центра  масс оперение (0,46...0,5) ∙ b_оп

3. Положение центра  масс фюзеляжа - 0,5 ∙ L_^ф

4. Центр масс топлива  - в центре площади топливных  боковых крыла на плановой проекции.

5. Центр масс оборудования  и управления - 0,5 ∙ L_^ф

Центровку самолёта рассчитывается для следующих основных вариантов:

1. Максимально допустимая  взлётная масса – полная коммерческая  нагрузка и топливо.

2. Самолёт с полной  заправкой топливом, но без коммерческой нагрузки (перегоночный вариант).

3. Самолёт с полной  коммерческой нагрузкой без топлива  (посадочный вариант).

4. Пустой самолёт без  нагрузки и топлива (стояночный  вариант).

В результате расчетов необходимо иметь:

Если это значение не получается, то необходимо перемешать крыло относительно фюзеляжа и заново определяется центровка самолета.

 

 

 

Центровочная  ведомость самолёта.

Таблица. Для максимальной  взлётной массы с полной коммерческой нагрузкой и топливом.

Агрегат, груз	mi, кг	хi, м	mi ∙ хi ,  кг ∙ м
1.Конструкция.
Крыло
Фюзеляж
Оперение
передняя опора шасси
главная опора шасси
2.Силовая установка
3.Оборудование и  управление
4.Топливо
5.Коммер. нагрузка
6.Служебная нагрузка
∑

 

После подсчёта получим координату центра масс:

 

Значение центровки  определяем по формуле:

 

где   x_а - расстояние от начала координат до начала b_а.

 

Дополнение:

 

Оперением самолёта называются несущие поверхности, предназначенные для обеспечения  продольной (относительно поперечной оси ОZ) и путевой (относительно вертикальной оси ОY) балансировки (равновесия), устойчивости и управляемости полётом самолета.

Балансировкой самолёта называется уравновешение моментов всех сил, действующей на самолёт, относительно его центра масс (тяжести).

Устойчивость самолёта это способность самостоятельно, без участия лётчика и без отклонения рулей, сохранять заданный режим полёта после непроизвольного отклонения от него под действием внешних возмущений, после прекращения действия сил, вызвавших отклонение самолёта от заданного режима полёта.

Управляемость это способность самолёта выполнять по желанию лётчика в ответ на его действия любой маневр (способность отвечать на отклонения рулей соответствующими перемещениями в пространстве или, как обычно выражаются лётчики, «ходить за ручкой»), предусмотренный условиями летной эксплуатации, притом наиболее просто, с наименьшими затратами энергии и времени лётчика.

Естественно, чем более  устойчив самолёт, тем труднее вывести его из состояния балансировки, тем, следовательно, хуже его управляемость.

Пространственное  движение самолёта, характеризующееся изменением положения самолёта в пространстве, изменением скорости и направления полёта, называется «маневром», а способность совершать маневр – маневренностью самолёта.

Оперение  обычно состоит из неподвижных поверхностей (стабилизатор и киль), служащих для обеспечения равновесия (балансировки) и устойчивости, и подвижных поверхностей (рулей), при отклонении которых создаются аэродинамические моменты, необходимые для равновесия (балансировки) и управления полётом. Действие аэродинамических рулей основано на изменении при постоянном угле атаки аэродинамической силы профиля вследствие изменения его кривизны. Искривление профиля приводить к возникновению силы Рго (Рво), которая благодаря большому плечу относительно центра тяжести самолёта создает момент, уравновешивающий суммарный момент тяги двигателей, сил возникающих на крыле, фюзеляже и других частях самолёта. Таким образом, момент оперения балансирует самолёт. Отклонением руля в ту или другую сторону можно изменить не только значение, но и направление момента, и таким образом вызвать поворот самолёта относительно поперечной оси Оz (или вертикальной оси Оу), т.е. управлять самолётом. Эффективность рулей можно оценить по изменению продольного момента, момента рыскания при отклонении на 1⁰ (градус) соответствующего руля.

На дозвуковых скоростях  полёта отклонение руля высоты (руля направления) приводить к появлению дополнительной силы на Г.О. (В.О.) не только за счёт самого руля, но и в результате перераспределения давления на стабилизаторе (киле).

При полете на сверхзвуковых  скоростях эффективность руля высоты снижается. Это объясняется, тем, что изменения давления, вызываемые отклонением руля, не выходить за область скачка уплотнения и таким образом, не достигают стабилизатора. Следствием этого является то, что отклонения руля высоты не оказывает влияния на величину и характер распределения давления по стабилизатору. Поэтому на самолётах имеющих сверхзвуковую скорость полёта, нашло применение цельноповоротное горизонтальное оперение (ЦПГО). Переход к ЦПГО позволил повысить его эффективность на около звуковых и сверхзвуковых скоростях полёта, особенно на больших высотах.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

9. Основные  понятие о флаттере, бафтинге, реверсе  элеронов.

 

Вибрации частей самолета

 

Конструкция планера  самолета, взаимодействуя с окружающей средой, может входить в режимы упругих периодических колебаний различных видов. Встречающиеся в процессе эксплуатации самолета упругие периодические колебания его частей могут быть сведены в следующие группы:

1. Собственные (свободные)  колебания - периодические упругие  колебания элементов конструкции или всего планера самолета, возникающие после внешнего однократного толчка и протекающие в изолированной системе. В этом случае характер колебаний определяется только внутренним строением системы, зависящим от ее массы, характеристик демпфирования и упругости. Энергия для протекания собственных колебаний поступает в систему от начального толчка, после чего система остается изолированной и никаких внешних силовых воздействий не испытывает. Колебания носят затухающий характер.

2. Вынужденные колебания - периодические колебания элементов конструкции или частей самолета, возникающие под воздействием внешней периодической силы и поддерживаемые ею. Периодичность этих колебаний определяется частотой изменения возбуждающей силы. Энергия для вынужденных колебаний поступает от действия возбуждающей внешней периодической силы. Характер колебаний определяется как внешней силой, так и физическими параметрами самой системы.

 

К источникам переменных нагрузок относятся:

• возмущения обтекающего  самолет воздушного потока вследствие турбулентности атмосферы;

• возмущения потока, возбуждаемые самим летящим самолетом и  действующие на него;

• вибрации, создаваемые  двигателями.

Переменные  нагрузки вызывают колебания элементов  конструкции самолета с частотами, равными частотам возбуждающих переменных сил. Наиболее опасным является случай, когда частоты сил, возбуждающих колебания, оказываются близкими или равными частотам собственных колебаний конструкции или ее элементов. Возникающие при этом резонансные колебания характеризуются резким увеличением их амплитуд, что может привести к разрушению конструкции. Для устранения возможности возникновения резонанса стараются так выполнить конструкцию и ее элементы, чтобы частоты их собственных колебаний были далеки от частот возбуждающих сил.

Основными видами вынужденных колебаний частей конструкции  современного самолета являются колебания, вызванные переменностью аэродинамических сил, действующих на самолет. Турбулентность атмосферы, а также "вихревые следы", оставляемые другими самолетами, могут быть мощными возбудителями вынужденных колебаний конструкции самолета. Однако столкновение с ними часто носит случайный характер.

Вихри, сбегающие  с крыла и винтов, могут воздействовать на хвостовую часть фюзеляжа и  оперение, вызывая их колебания. Срыв потока с носка крыла может создавать пульсирующие нагрузки у задней части крыла.

Наибольшую  опасность представляют вибрации от переменных аэродинамических сил, возникающих  в результате срывов потока с расположенных  впереди частей, получившие название бафтинга. Срыв потока может происходить с крыла, особенно на больших углах атаки самолета, а также с любой другой поверхности, находящейся в потоке воздуха: с фонарей кабин, зализов, оперения, пилонов и гондол двигателей, антенн и т.д.

В зависимости  от режима полета изменяются нагрузки, действующие на крыло, оперение и фюзеляж, изменяются и деформации этих агрегатов. На тяжелом транспортном самолете даже в горизонтальном полете величина прогиба конца крыла измеряется метрами. Прогибы фюзеляжа значительно меньше, так как жесткость его конструкции значительно выше жесткости конструкции крыла.

К самовозбуждающимся колебаниям относится флаттер некоторых  частей самолета под действием возбуждающих аэродинамических сил в результате их взаимодействия с упругими и инерционными силами в конструкции. Флаттер характеризуется быстрым и внезапным для пилота возрастанием амплитуды возникших колебаний, а иногда и разрушением конструкции самолета.

Вибрациям, вызванным  турбулентностью атмосферы подвержены не только крыло, но и другие части самолета, в частности фюзеляж. Для борьбы с такими вибрациями на современных самолетах применяют системы автоматического демпфирования колебаний. Принцип действия этих систем основан на создании сил и моментов, противодействующих упругим колебаниям конструкции. В качестве датчиков колебаний можно использовать акселерометры, расположенные в центре тяжести самолета. Полученный сигнал преобразуется в команду, которая поступает на привод рулевых поверхностей, при отклонении которых создаются силы, демпфирующие колебания.