ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ УСТРОЙСТВАХ
Основные характеристики взлетно-посадочных устройств воздушных судов.
Взлетно-посадочные устройства (ВПУ) обеспечивают самолету возможность передвижения по земле при рулении, при разбеге для взлета, при пробеге после приземления и смягчают удары при посадке. ВПУ также улучшают взлетно-посадочные характеристики самолета: скорость отрыва при взлете, посадочную скорость, длину взлетной и посадочной дистанций, возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов. К ВПУ самолета относятся
· шасси, средства механизации крыла, тормозные щитки, посадочные
· тормозные парашюты, хвостовые амортизаторы, стартовые ускорители,
· тормозные ракеты и устройства для реверса тяги.
Средства механизации крыла, тормозные щитки и посадочные тормозные парашюты изменяют аэродинамические характеристики самолета. Их применение, во-первых, увеличивает несущие способности крыла, уменьшая посадочную скорость и длину взлетно-посадочной дистанции. Во-вторых, увеличивает лобовое сопротивление самолета, что сокращает длину его пробега после приземления.
Использование механизации крыла сокращает взлетно-посадочную дистанцию на 25-30%; применение тормозного парашюта сокращает длину пробега самолета на 30-40%, а тормозных щитков — на 5-10%.
Устройства для реверса тяги (от латинского слова reversus — обращенный назад) предназначены для создания отрицательной тяги, что сокращает длину пробега самолета на посадке. Эти средства особенно эффективны при посадке на покрытую льдом или влажную взлетно-посадочную полосу (ВПП). При включении реверсивных устройств часть реактивной струи основного двигателя с помощью специальных отражателей меняет свое направление на обратное. Реверс тяги уменьшает длину пробега на 20—25%. Иногда отклонение вектора тяги применяется для укороченного взлета самолета. У турбовинтовых самолетов реверсирование осуществляется поворотом лопастей винта на отрицательные углы атаки. Одновременное применение нескольких взлетно-посадочных средств позволяет сократить длину взлетной и посадочной дистанций в три раза и более.
Шасси — это система опор (ног) самолета, предназначенная для передвижения по аэродрому (руления, разбега, пробега), восприятия статических и динамических нагрузок и передачи их на конструкцию планера.
Устройство шасси.
Устройство шасси определяется рядом предъявляемых к нему специфических требований:
· обеспечение устойчивости и управляемости самолета на
· возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов (особенно
для военных самолетов);
· эффективная амортизация ударов;
· высокая эффективность колесных тормозов;
· малые габариты для удобства уборки в самолет.
Основные схемы и параметры шасси:
а — трехопорная; б – велосипедная.
На современных самолетах применяются следующие две основные схемы шасси: трехопорная и двухопорная. Трехопорная с передним расположением вспомогательной третьей опоры представлена на рисунке а. В такой схеме основная нагрузка приходится на главные опоры, расположенные позади центра тяжести самолета.
Двухопорная (велосипедная) с двумя подкрыльными вспомогательными опорами показана на рисунке 6. При таком шасси основная нагрузка приходится на заднюю опору, расположенную под фюзеляжем позади центра тяжести самолета.
Обе схемы позволяют на разбеге при достижении некоторой скорости вначале оторвать от ВПП переднюю ногу, увеличив этим угол атаки самолета. При этом происходит увеличение несущей способности крыла, что уменьшает скорость отрыва и длину разбега самолета. Приземление производится в обратной последовательности.
На поперечную и путевую устойчивости самолета и его маневренность при движении по земле значительное влияние оказывает расстояние между главными опорами — ширина колеи (а) и вынос передней опоры — база шасси (b). У большинства современных
самолетов колея шасси составляет 0,20—0,30 размаха крыла, а база шасси 0,30—0,35 длины самолета.
Масса шасси составляет 4—6% взлетной массы самолета.
На всех современных самолетах применяется убирающееся вполете шасси. Уборка ног производится в фюзеляж, крыло или гондолы двигателей. В качестве опорного элемента могут применяться колеса, лыжи
Наибольшее распространение на сухопутных самолетах получило колесное шасси, причем каждая из его ног может иметь одно или несколько колес (тележку).
Основными конструктивными элементами ноги шасси являются:
— подъемник, поз. 2,
— двухзвенник, поз. 4
— замки убранного и выпущенного положения ноги, поз. 5
— гаситель колебаний переднего колеса
Стойка – основной силовой элемент, связывающий колесо с силовой схемой агрегата самолета. В большинстве случаев внутри стойки размещается амортизатор, и тогда стойка называется амортизационной. По способу восприятия нагрузок конструкцию ног можно классифицировать на ферменные (а), балочные (б) и ферменно-балочные (в).
Силовая схема стойки ферменной конструкции состоит из набора амортизационных и подносных стержней, работающих под нагрузкой на растяжение или сжатие (рис. а). На изгиб стойка не работает. Эта схема имеет ряд существенных недостатков, вследствие чего редко применяется на современных самолетах.
Силовая схема балочной конструкции представляет собой балку-стойку, верхний конец которой заделан в силовой узел крыла или фюзеляжа, а на нижнем установлено колесо (рис.6). Стойка балочной конструкции работает как консольная балка, нагруженная осевыми силами и изгибающим моментом. Недостаточная жесткость в продольном и боковом направлениях, сложность крепления к агрегатам планера и неблагоприятное распределение изгибающего момента ограничивают применение и этой конструкции шасси.
Силовая схема ферменно — балочной конструкции представляет собой балку-стойку, подкрепленную подкосами,существенно разгружающими верхнюю часть стойки от изгибающего момента (рис. в). Эта схема получила наиболее широкое применение.
Разгрузка стойки может осуществляться в одной или нескольких плоскостях, для чего устанавливаются боковые, задние или передние подкосы. Часто подкосы одновременно являются подъемникамидля уборки-выпуска ног и приводятся в действие гидравлической системой. Для более удобной уборки ног подкосы иногда выполняют складывающимися, что несколько усложняет конструкцию, но уменьшает ее массу и габариты.
Двухзвенник — устройство, состоящее из двух шарнирно-связанных звеньев. Он соединяет шток амортизационной стойки с цилиндром и препятствует развороту штока в цилиндре.
Замкиобеспечивают фиксацию ног шасси в конечных положениях. Обычно применяются механические и гидравлические замки.
Гаситель колебанийустанавливается на передней ноге шасси для предотвращения самоколебаний свободно ориентирующегося колеса.
Существующие конструкции стоек шасси по способу крепления колес к амортизатору могут быть телескопическими (а) или рычажными (б).
В телескопической стойке ось колеса непосредственно связана со штоком амортизатора. Телескопическая стойка при посадке самолета воспринимает только вертикальную составляющую Рв действующей силы Rг. Горизонтальную составляющую РГ такая стойка не амортизирует. Для частичной амортизации горизонтальной составляющей телескопические стойки обычно устанавливаются с небольшим наклоном и выносом колеса вперед. Телескопические стойки конструктивно проще, легче и надежнее рычажных, но подвергаются большим изгибающим нагрузкам, ухудшающим перемещение штока амортизатора и снижающим эффективность его уплотнений.
В рычажной стойке ось колеса связана со штоком амортизатора через промежуточный элемент – рычаг. Такая стойка амортизирует удары в направлении, перпендикулярном коси рычага. Выбрав оптимальный наклон рычага, можно получить хорошую амортизацию передних ударов и полностью разгрузить амортизатор от действия изгибающего момента. При этом условия работы амортизатора существенно улучшаются и расширяются.
Устройство передней ноги шасси имеет некоторые особенности. Передняя нога обычно выполняется ферменно-балочной конструкции с телескопической или рычажной стойкой. Колесо делается свободно ориентирующимся, т. е. имеет возможность поворачиваться относительно оси стойки при перемещении самолета по аэродрому. Для этого ось колеса смещается относительно оси стойки на некоторое плечо устойчивости t (рис. 6.7, б). При воздействии на стойку боковых сил, возникающих, например, при торможении одним из основных колес шасси, происходит свободный поворот переднего колеса. Максимальные углы поворота ограничиваются упорами.
Для фиксации колеса в горизонтальном направлении при его уборке после взлета самолета внутри стойки имеется кулачковый механизм. Стойка становится свободно ориентирующейся только в обжатом состоянии, когда кулачковые втулки штока и цилиндра амортизатора выходят из зацепления.
При некоторых критических скоростях движения самолета по земле у свободно ориентирующегося колеса возникают незатухающие гармонические колебания (рис. 6.9). Колесо начинает двигаться по криволинейной траектории, похожей на синусоиду, и одновременно его плоскость периодически отклоняется от вертикали в стороны. С увеличением скорости колебания могут прогрессировать и вызвать срыв пневматика и разрушение стойки. Такие колебания колес называются «шимми». Чтобы колебания стали затухающими, устанавливаются гасители колебаний гидравлического типа. (рис. 6.10).
Принцип действия такого устройства заключается в дросселировании гидросмеси. При возникновении колебаний перемещается поршень, через жиклер которого из одной камеры в другую проталкивается гидросмесь. Энергия колебаний затрачивается на проталкивание гидросмеси, переходит в тепло и рассеивается. Перемещения поршня уменьшаются, и колебания соединенной с ним стойки затухают. Гаситель колебаний устанавливается в нижней части стойки.
Амортизаторы.
При посадке самолета в момент соприкосновения с землей на него со стороны грунта действует сила Rг, величина которой за висит от вертикальной скорости в момент касания (см. рис а выше).
Вертикальная составляющая Рв воспринимается упругими элементами — амортизаторами и пневматиками колес. Пневматики колес поглощают 20-25% кинематической энергии удара. Остальная энергия поглощается амортизаторами. Амортизатор должен совершать рабочий цикл (прямой и обратный ход) за минимальный промежуток времени и обладать способностью быстро рассеивать часть энергии удара в окружающую среду. В этом случае он успеет подготовиться к восприятию возможных повторных ударов. Тип амортизатора определяется его упругим элементом. На современных самолетах применяются жидкостные и жидкостно-газовые амортизаторы. Жидкостные амортизаторы, в которых упругим элементом является жидкость, используются пока сравнительно редко. Наиболее распространены жидкостно-газовые амортизаторы, в которых упругим элементом служит газ, а жидкость предназначена для рассеивания энергии удара. Существует несколько конструктивных схем таких амортизаторов.
На рисунке представлены амортизационная стойка с плунжерным жидкостно-газовым амортизатором и диаграмма его работы.
Стойка состоит из цилиндра /, связанного с конструкцией самолета,и штока 2, накотором устанавливается колесо.Вкрышке цилиндра жестко закреплен плунжер 3 постоянного или профилированного сечения. Движение штока в цилиндре направляется верхней и нижней буксами 4. Плавающий клапан торможения 5 имеет возможность перемещаться между верхней буксой и упором на штоке.
Полость А стойки заполнена газом под давлением, полости Б и В — жидкостью. В качестве жидкости используется обычно гидросмесь АМГ-10, имеющая широкий диапазон рабочих температур.
Роль упругого тела выполняет нейтральный газ азот. Применение нейтрального газа обусловлено взрывоопасностью гидросмеси 
при больших давлениях и температурах.
В момент удара колеса о землю шток с верхней буксой двигается вверх (прямой ход амортизатора) и жидкость, протекая через кольцевое отверстие между штоком и плунжером, сжимает газ. На сжатие газа затрачивается энергия, аккумулируемая амортизатором и затем расходуемая на возвращение его в исходное положение. Одновременно часть жидкости, вытесняемой из полости Б, заполняет через боковые калиброванные отверстия б верхней буксы увеличивающийся при прямом ходе объем полости В. При прямом ходе клапан торможения находится на упоре и жидкость заполняет полость В, минуя его и проходя через кольцевой зазор между клапаном и стенкой цилиндра.
Вследствие гидравлических сопротивлений при перетекании из полости в полость жидкость нагревается. Часть механической энергии удара преобразуется в тепло и через стенки амортизатора рассеивается в окружающее пространство.
При обратном ходе клапан торможения прижимается к верхней буксе и жидкость перетекает обратно только через малые отверстия в самом клапане. При этом происходит преобразование механической работы в тепло и его рассеивание.
Совершив несколько циклов работы, амортизатор полностью гасит энергию удара и вертикальные колебания самолета.
В последние годы начали применяться жидкостные амортизаторы. Жидкость в них работает под большими давлениями до 3000—5000 кгс/см2 и более. При таких нагрузках жидкость изменяет свой первоначальный объем на 15-20% и является одновременно упругим и демпфирующим элементом амортизатора.
Жидкостные амортизаторы легче жидкостно-газовых и более компактны.
Авиационные колеса.
Авиационные колеса служат для передвижения самолета по земле и частичного смягчения удара. Применяются нетормозные и тормозные колеса. Нетормозные колеса устанавливаются в подкрыльных опорах велосипедного шасси и иногда на передних ногах. Основные ноги шасси оборудуются тормозными колесами (рис. 6.12).
Типовая конструкция колеса состоит из корпуса 1 , съемной реборды 2 для монтажа и закрепления пневматика 3 с камерой, подшипников 4 и тормозного барабана 5.
Корпус изготовляется из алюминиевых или из магниевых сплавов, покрышка выполняется из корда — прочной ткани из капроновых, нейлоновых и металлических нитей.
На авиационных колесах применяются колодочные, камерные или дисковые тормоза
Основными элементами колодочного тормоза (рис. а) являются колодки, тормозной барабан, жестко скрепленный с корпусом колеса, и разжимное устройство. Для торможения в разжимное устройство подается сигнал с помощью механической, гидравлической, пневматической или электрической передачи. Колодки расходятся и, прижимаясь к барабану, тормозят колесо за счет силы трения. Колодочные тормоза работают и изнашиваются неравномерно, поэтому на современных самолетах применяются обычно камерные или дисковые тормоза.
Камерный тормоз (рис. б) состоит из тормозной рубашки, резиновой камеры, тормозных колодок и пластинчатых пружин. Принцип его работы аналогичен принципу работы колодочного тормоза. При торможении в мягкую камеру подается сжатый воздух (или жидкость). Камера заполняется и прижимает тормозные колодки к тормозной рубашке. При растормаживании пластинчатые пружины отжимают колодки. Тормоз имеет малую массу, прост в эксплуатации, плавно и надежно работает.
Дисковый тормоз (рис. в)работает по принципу фрикционной пластинчатой муфты сцепления и состоит из набора дисков, вращающихся вместе с колесом, и неподвижных. На втулке колеса посажены вращающиеся с ним диски, а на барабане – неподвижные диски. Кроме того, диски имеют возможность перемещаться по шлицам в направлении оси колеса. При торможении в дисковую камеру подается жидкость, которая через нажимной диск прижимает вращающиеся диски к неподвижным. При растормаживании давление жидкости стравливается, и нажимные элементы отводятся пружинами. Дисковый тормоз создает высокий тормозной момент, так как имеет большую площадь торможения и является наиболее эффективным. Одним из серьезных недостатков такого тормоза считается плохой отвод тепла, в результате чего при длительном торможении возможен перегрев колеса.
Пневматики авиационных колес могут иметь внутри камеру или быть бескамерными. В зависимости от величины внутреннего давления различают пневматики высокого (12-20 кгс/см2), среднего (6—10кгс/см2) и низкого (2—4кгс/см2) давления. Пневматики высокого давления компактны и свободно убираются в конструкцию планера современных скоростных самолетов. Однако они имеют малую проходимость и затрудняют эксплуатацию самолета с грунтового аэродрома. Пневматики среднего давления хорошо амортизируют удары и имеют высокую проходимость по грунту, что обусловило их широкое распространение на гражданских самолетах местных линий и военных самолетах фронтовой авиации. Пневматики низкого давления из-за больших габаритов используются редко. Перспективными считаются колеса с пневматиками, у которых давление регулируется в процессе движения самолета.
МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА.
Назначение механизации.
Механизация крыла представляет собой систему устройств (закрылков, щитков, предкрылков и др.), предназначенных для управления подъемной силой и сопротивлением самолета главным образом с целью улучшения его ВПХ. Эти же устройства могут применяться для повышения маневренных возможностей легких скоростных самолетов, а часть из них, например предкрылки, — для улучшения поперечной устойчивости и управляемости самолета при полете на больших углах атаки, особенно на самолетах со стреловидным крылом.
На рис. 4.1 показаны расположение на крыле и очертания средств механизации в отклоненном положении, получивших наибольшее распространение на современных самолетах.
Здесь в носовой части крыла — предкрылки 1 или отклоняемые носки 8, в хвостовой части крыла — закрылки (поворотные или выдвижные 9, одно-, двух- или трехщелевые 4),
элерон-закрылок 10, гасители подъемной силы 2 (тормозные щитки). Все эти средства позволяют управлять подъемной силой и сопротивлением крыла, улучшая ВПХ самолета.
Кроме средств механизации, на рисунке показаны внешние 5 и внутренние 6 элероны, интерцепторы 3 и триммеры 7.
Требования к механизации крыла.К механизации крыла помимо требований ко всему самолету в целом предъявляются следующие специальные требования:
· максимальное увеличение Суа при отклонении средств механизации в посадочное положение
· при посадочных углах атаки самолета;
· минимальное увеличение Сxa в убранном положении средств механизации;
· максимальное значение аэродинамического качества при разбеге самолета с небольшой тяговооруженностью и возможно большее увеличение Суа при отклонении механизации
· во взлетное положение для самолетов с большой тяговооруженностью;
· возможно меньшие изменения значений mz (смещение ЦД крыла) при отклонении средств механизации в рабочее положение;
· синхронность действий механизации на обеих консолях крыла, простота конструкции и высокая надежность работы.
Виды механизации крыла
4.3.1. Щитки (рис. 4.3). Щитком называется подвижная часть нижней поверхности
крыла у его задней кромки, отклоняемая вниз для увеличения подъемной силы крыла
и его сопротивления. Различают щитки с фиксированной осью вращения
Прирост подъемной силы получается за счет увеличения эффективной кривизны профиля при выпуске щитков и отсоса пограничного слоя с верхней поверхности крыла в зону разрежения за щитком. Критические углы атаки крыла с выпущенными и убранными щитками близки между собой. Для выдвижных щитков прирост подъемной силы получается еще и за счет увеличения площади крыла.
Углы отклонения щитков на взлете до 20°, на посадке до 50. 60° Большие углы отклонения щитков не дают прироста подъемной силы,но очень усложняют их конструкцию. На посадке щиток создает большое торможение, что позволяет увеличить крутизну глиссады на планировании и уменьшить длину пробега. Отклонение щитков на взлетный угол позволяет уменьшить скорость отрыва и длину разбега. На стреловидных крыльях щитки не применяются. Так как с увеличением угла стреловидности резко уменьшается изменение подъемной силы.
Закрылки. Закрылком называется профилированная подвижная часть крыла, расположенная в его хвостовой части и отклоняемая вниз для увеличения подъемной силы крыла. При этом увеличивается и сопротивление самолета. Различают:
поворотный закрылок — закрылок, поворачиваемый вокруг связанной с крылом оси вращения, рис. А
выдвижной закрылок — закрылок, поворачиваемый относительно оси вращения и одновременно смещаемый назад вдоль хорды крыла для увеличения его площади см. рис. Б;
щелевой закрылок — закрылок, при отклонении которого между его носком и крылом образуется профилированная щель — рисунок В;
многощелевой закрылок — закрылок, составленный из нескольких подвижных звеньев, отклоняющихся на разные углы и разделяющихся профилированными щелями — рисунок Г). Углы отклонения составляют — 40-50° для поворотных и 50-60° для многощелевых закрылков.
Конструкция поворотного закрылкапоказана на рис. 4.5, а. Она типична для конструкции не только всех типов закрылков, но и органов управления, используемых в системе управления самолетом, — элеронов, рулей направления и высоты.
Конструкция закрылка состоит из каркаса и обшивки. Каркас обычно состоит из одного лонжерона (иногда трубчатого сечения для восприятия крутящего момента Мк), стрингеров и нервюр.
На лонжероне устанавливают узлы навески закрылка и управления. К последнему крепится тяга силового цилиндра для отклонения закрылка. Задняя часть закрылка может иметь сотовую конструкцию, что повышает его жесткость и уменьшает массу. Навеска такого закрылка осуществляется при помощи кронштейнов 2, устанавливаемых на стыках усиленных нервюр и заднего лонжерона (задней стенке) крыла
Конструкция и внешний вид выдвижного закрылкапоказаны на рисунке д
КСС этого закрылка подобна рассмотренной. Однако для его выдвижения назад по хорде и отклонения вниз используются специально спрофилированные направляющие рельсы 10, закрепленные на усиленных нервюрах крыла, и опирающиеся на эти рельсы (скользящие по ним) ролики 20 и 18.
Конструкция щелевого закрылкааналогична описанной выше. Очертания носка закрылка и задней части крыла, положение неподвижной оси вращения закрылка выбираются так, чтобы при отклонении закрылка образовывалась профилированная щель, ускоряющая движение проходящего через нее воздуха и направляющая его вдоль верхней поверхности закрылка.
Это позволяет получить более высокие значения коэффициента подъемной силына взлете и посадке.
Гасители подъемной силы (тормозные щитки) и интерцепторы —подвижные частикрыла в виде профилированных щитков (пластин), расположенные на верхней поверхностикрыла впереди закрылков и служащие для управления подъемной силой.
Они имеют схожую конструкцию и при выпуске отклоняются вверх, вызывая срыв потока (рисунок а),
падение подъемной силы и увеличение сопротивления, а в убранном положении утоплены в крыло. При включении гасители подъемной силы (тормозные щитки) отклоняются вверх симметрично на обеих половинах крыла, а при включении интерцепторов вверх отклоняется интерцептор только той половины крыла, в сторону которой создается крен. Поэтому интерцепторы являются органом поперечной управляемости самолета.
Использование гасителей подъемной силы (тормозных щитков) при заходе на посадку позволяет уточнять заход, увеличивая крутизну планирования, так как при отклонении этих средств механизации уменьшается подъемная сила крыла и увеличивается его сопротивление (ухудшается аэродинамическое качество). При пробеге после приземления эти средства позволяют сократить длину пробега.
Применение интерцепторов возможно как совместно с элеронами, так и вместо них, например с дифференциально отклоняемыми половинами цельноповоротного ГО (когда вся хвостовая часть крыла занята закрылками).
Серьезным недостатком интерцепторов является эффект запаздывания в изменении подъемной силы, присущий начальному моменту в отклонении интерцепторов, что ухудшает маневренные характеристики самолета.
Механизация носовой части крылапредназначена для затягивания срыва обтекающего крыло потока на большие углы атаки и увеличения вследствие этого максимального значения подъемной силы.
К средствам механизации носовой части крыла, получившим наибольшее распространение,
относятся такие подвижные части крыла, как предкрылки и отклоняемые носки
Предкрылки и отклоняемые носки обеспечивают значительный запас по критическим углам атаки. Они же обеспечивают возможность реализации прироста подъемной силы даваемого средствами механизации. При размещении механизации на концах крыла затягивание срыва повышает эффективность элеронов на больших углах атаки и поперечную устойчивость самолета. Особенно это важно для самолетов со стреловидными крыльями.
Предкрылки — профилированная подвижная часть крыла, расположенная в его носовой части (рис. 4.10, а. в, е). При выпуске предкрылков 1 в полете между ними и носовой частью крыла 6 образуется профилированная щель, обеспечивающая более устойчивое обтекание крыла на больших углах атаки. Предкрылки на каждом полукрыле состоят из нескольких секций, соединяющихся с каркасом
крыла либо посредством рельсов и винтовых механизмов, соединенных с трансмиссией (см. а, 6), либо с помощью кронштейна 12 на предкрылке и кулисного механизма 11 в носовой части крыла 6 (см. рис. 4.10, в).
Отклоняемые носкиприменяют на самолетах с малой относительной толщиной крыла и тонкой передней кромкой, затрудняющей размещение механизмов. Они дают меньший прирост максимальной подъемной силы чем предкрылки.
Энергетические методы механизации крыла (ЭСМ)*предназначены для управления подъемной силой крыла на режимах взлета и посадки для улучшения ВПХ самолета за счет энергии силовой установки.
4.4.1. Элероны.Элероны — подвижные части крыла, расположенные у задней кромки крыла на его концах и отклоняемые одновременно в противоположные стороны (один элерон — вверх, другой элерон — вниз) для создания крена. Они предназначены для управления самолетом относительно его продольной оси X.
Требования к элеронам,кроме общих для всех агрегатов самолета требований, включают обеспечение эффективного управления по крену на всех режимах полета самолета, предусмотренных ТТТ.
Удовлетворение этого основного требования достигается: исключением заклинивания элеронов при изгибе крыла в полете; весовой балансировкой элеронов; уменьшением шарнирных моментов; уменьшением дополнительных сопротивлений в отклоненном и убранном положениях; уменьшением момента рыскания при отклонении элеронов и др.
Элероны, как и другие органы управления самолетом (рули высоты и рули направления), по внешним формам и конструкции (по силовым элементам, образующим силовую схему, их назначению, конструкции и работе при передаче нагрузок) аналогичны крылу*. Как и конструкция крыла, конструкция элерона состоит из каркаса и обшивки. Каркас состоит из лонжерона, стрингеров, нервюр.
При изгибе крыла и элерона из-за разных их жесткостей на изгиб и нагрузок возникают силы, направленны вдоль узлов навески элерона. Чтобы не было заклинивания элеронов, среди узлов навески должны быть один-два узла, допускающие перемещение элерона вдоль размаха относительно узлов на крыле.
АДАПТИВНОЕ КРЫЛО
Выше были рассмотрены вопросы, связанные с назначением и конструкцией подвижных частей крыла. Характерной особенностью развития современного самолетостроения является усиливающаяся тенденция объединения различных подвижных частей крыла в единую многофункциональную систему, используемую почти на всех режимах полета, где одни и те же подвижные части применяются для решения разных задач. Так, например, элерон-закрылок (флаперон) применяется как элерон для поперечного управления самолетом, а как закрылок — для увеличения подъемной силы крыла на взлете и посадке; гасители подъемной силы применяются как для резкого уменьшения подъемной силы крыла при заходе на посадку (при изменении глиссады планирования) и при пробеге самолета, так и для торможения самолета (увеличения его сопротивления), а как интерцепторы они служат для поперечного управления; система закрылок — предкрылок используется для повышения маневренных возможностей самолета, а концевой предкрылок повышает поперечную устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки и т.д.
Однако постоянно растущие требования улучшения характеристик самолетов, особенно маневренных, для которых рабочие режимы полета изменяются в широких пределах, уже невозможно полностью удовлетворить традиционными средствами механизации крыла. Это объясняется тем, что традиционные средства механизации обслуживают, как правило, не все крыло; из-за их отклонения нарушается непрерывность (гладкость) поверхности крыла; скорости отклонения (быстродействие) сравнительно невелики; функции каждого из средств механизации ограничены, но при этом каждое средство механизации требует своей системы управления, источников энергии и т.д.
Применение адаптивного крыла, у которого с большой скоростью изменяется кривизна профиля крыла вдоль по всему его размаху, в принципе, позволяет устранить недостатки традиционных средств механизации.
На рисунке в качестве примера показано адаптивное крыло имеющее мощный кессон, односекционный отклоняемый носок и отклоняемые секции хвостовой части.
На рисунке, а показано положение сечений крыла: 1 — для увеличения подъемной силы; 2 — для активного перераспределения нагрузок на крыле.
В последнем случае на концах крыла его хвостовые части могут быть, например, отклонены вверх для уменьшения подъемной силы, а у корня крыла — вниз для увеличения подъемной силы (см. рис. 4.16, б).
Система управления кривизной профиля автоматизирована. Наибольшими трудностями, с которыми приходится сталкиваться при создании адаптивного крыла, являются: гибкая обшивка, панели которой должны позволять изменять кривизну без изменения длины контура поверхности; размещение рычажных (и других) механизмов в тонком носке и хвостовой части крыла; обеспечение плавности изменения кривизны профиля крыла вдоль по размаху; обеспечение высокого быстродействия; сопряжение системы управления кривизной профиля с режимами полета. Однако возможный выигрыш в характеристиках и эффективности самолетов при реализации адаптивного крыла заставляет искать пути его дальнейшей разработки.
ВПУ САМОЛЕТА СУ-27. ШАССИ.
Источник