14. Конструкция фюзеляжа самолета.

Фюзеляж самолета предназначен для размещения экипажа, оборудования и целевой нагрузки. В фюзеляже может размещаться топливо, шасси, двигатели. Являясь строительной основой конструкции самолета, он объединяет в силовом отношении в единое целое все его части

Основным требованием к фюзеляжу является выполнение им своего функционального назначения в соответствии с назначением самолета и условиями его использования при наименьшей массе конструкции фюзеляжа. Выполнение этого требования достигается:

рациональным использованием полезных объемов за счет повышения плотности компоновки, а также за счет более компактного размещения грузов вблизи ЦМ. Последнее способствует уменьшению массовых моментов инерции и улучшению характеристик маневренности, а сужение диапазона изменения центровок при различных вариантах загрузки, выгорании топлива, расходе боеприпасов обеспечи­вает большую стабильность характеристик устойчивости и управляемости самолета;

• согласованием силовой схемы фюзеляжа с силовыми схемами присоединенных к нему агрегатов.

• Должно быть обеспечено удобство подходов к различным агрегатам, размещен­ным в фюзеляже, для их осмотра и ремонта; удобство входа и выхода экипажа и пассажиров, выброса десантников и вооружения, удобство погрузки, швартовки и выгрузки предназначенных для перевозки грузов.

• К основным требованиям (как и для остальных агрегатов самолета) относится обеспечение достаточных прочности и жесткости конструкции фюзеляжа при минимальной ее массе, высокой технологичности конструкции, а для военных самолетов — еще и высокой боевой живучести.

КОНСТРУКЦИЯ ШАССИ САМОЛЕТА

Назначение шасси. Шасси представляет собой систему опор (рис. 7.1), необходимых для взлета, посадки, передвижения и стоянки самолета на земле, палубе корабля или воде.

Конструкция опоры состоит из опорных элементов — колес, лыж или других устройств, посредством которых самолет соприкасается с поверхностью места базирования (аэродромом), и силовых элементов — стоек, траверс, подкосов и других, соединяющих опорные элементы с конструкцией фюзеляжа или крыла. В конструкцию опор входит амортизационная система и тормозные устройства, которые позволяют:

воспринимать с помощью шасси возникающие при соприкосновении самолета с аэродромом статические и динамические нагрузки, предохраняя тем самым кон­струкцию агрегатов самолета от разрушения;

рассеивать поглощаемую энергию ударов самолета при посадке и рулении по неровной поверхности, чтобы предотвратить колебания самолета;

поглощать и рассеивать значительную часть кинетической энергии поступатель­ного движения самолета после его приземления для сокращения длины пробега.

Основные требования к шасси, кроме общих ко всем агрегатам требова­ний (например, возможно меньшая масса при достаточных прочности и долговеч­ности), включают и ряд специфических требований. Шасси самолета должно обес­печивать в ожидаемых условиях эксплуа­тации (имеются в виду класс аэродрома, размеры и состояние ВПП, погодные ус­ловия и т.д.);

устойчивость и управляемость самоле­та при разбеге, пробеге, рулении, маневрировании и буксировке. Необходимые значения характеристик устойчивости и управляемости самолета при его движении по аэродрому достигаются во многом выбором схемы и параметров шасси, характеристик амортизационной и тормозной систем;

• Амортизацию динамических нагрузок, возникающих при посадке и рулении.

• возможность разворотов самолета на 180” на ВПП аэродромов заданного класса (определенной ширины).

• соответствие опорных элементов назначению, условиям эксплуатации и весовым характеристикам самолета.

• надежную фиксацию опор и створок шасси в выпущенном и убранном положе­ниях. Должна быть исключена возможность самопроизвольного выпадания шасси в полете и складывания его на земле.

• Шасси самолета должно: иметь возможно меньшие габариты (меньшее лобовое сопротивление), особенно в убранном положении; обеспечивать самолету необходи­мый посадочный (а для некоторых схем шасси и взлетный) угол;

КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА

Назначение крыла. Крыло — несущая поверхность самолета, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета на всех режимах, предусмотренных ТТТ. Крыло обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость самолета и может быть использовано для крепления шасси, двигателей, размещения топлива, воору­жения и т.п. Крыло (рис. 2.1) представляет собой тонкостенную подкрепленную оболочку и состоит из каркаса и обшивки 6; каркас — из лонжеронов 1, стенок и стрингеров 2 (продольный набор) и нервюр 9 (поперечный набор). На крыле расположены средства механизации (предкрылки 7 и закрылки 3) для улучшения ВПХ самолета, элероны 5 и интерцепторы 4 — для управления самолетом относи­тельно продольной оси, пилоны 8 — для крепления двигателей.

Требования к крылу. Кроме общих для всего самолета требований (см. подразд. 1.12.3), к крылу предъявляются требования обеспечения возможно больше­го значения аэродинамического качества К и приращения коэффициента подъемной силы за счет механизации крыла Дс_>,_амех, возможно меньшего изменения характе­ристик устойчивости и управляемости самолета и его аэродинамических харак­теристик при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости полета, возможно меньшего поступления тепла в конструкцию (см. § 1.9), возможно ббльших объемов для размещения различных грузов.

Удовлетворение ТТТ для разных типов самолетов достигается прежде всего приданием крылу соответствующей формы и размеров.

Взаимосвязь свойств самолета. Уравнение существования самолета.

ВЗАИМОСВЯЗЬ СВОЙСТВ САМОЛЕТА. УРАВНЕНИЕ СУЩЕСТВОВАНИЕЯ САМОЛЕТА

Для анализа и сравнительной оценки различных конструктивных решений удобно использовать уравнения существования самолета и выражение для определения его взлетной массы.

Взлетную массу самолета можно представить в виде

т₀ = т_к + т_су + т_Т + т_оу + т_{ц н} + т_сл. (1.1)

Здесь (в соответствии со схемой, см. рис. 1.1) т_к — масса конструкции (планера): крыла (wi_Kp), фюзеляжа (tfi<J, оперения (т_оп), шасси (т_ш), системы управления рулями и элеронами (m_{c v} р>; т_су — масса силовой установки, обеспечивающей необходимую тяговооруженность для полета самолета на режимах, обусловленных предъявленными к нему тактико-техническими требованиями (ТТТ); т_Т — масса топлива на борту самолета для обеспечения полета на определенном режиме на заданную дальность; т_оу — масса оборудования и управления для обеспечения эксплуатации самолета в заданных (в соответствии с назначением самолета) условиях; т_{ц н} — масса целевой нагрузки (для пассажирских самолетов — масса пассажиров, их багажа, почты; для грузовых — масса перевозимого груза; для военных — масса боеприпасов); т_сл — масса служебной нагрузки, включающая в себя массы экипажа (т_эк) и снаряжения (т_сн) (для пассажирских самолетов сюда входит, например, масса съемного оборудования буфетов, гардеробов, туалетов, посуды и т.п.). Уравнение (1.1) называется уравнением баланса масс. Поделив в нем все члены на т₀, получим

¹ = т_к + т_су + т_Т + т_оу + т_цн + т_сл.

Это уравнение было получено впервые в 1945 г. известным авиаконст­руктором и ученым В.Ф. Болховитиновым. Уравнение (1.2) называют уравнением существования самолета или уравнением взаимосвязи его свойств в неявном виде

КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ И ВЕР-В

По этому признаку все самолеты разделяются на самолеты гражданской авиации 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).

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

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

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

5. 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.