книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

кронштейны подвески связывают с крылом при помощи верти­ кальных шарниров (см. на фиг. 5.17 узлы 1 и 3). При этом один кронштейн закрепляют моментно, чтобы элерон не имел про­ дольных (вдоль оси вращения) перемещений (см. на фиг. 5.17 узел 2). Такая навеска облегчает монтаж и демонтаж элерона.

127. Для уменьшения или полного уравновешивания на опре деленном режиме полета шарнирного момента руля на рули ус­ танавливают триммеры (фиг. 5.21), отклоняемые в нужную 'сто­ рону для удержания заданного поворота руля. Форма триммера такая же, как и у руля. Конструктивно он выполняется гораздо проще — часто из двух литых половин, склепанных вместе. Ма­ териал выбирается легкий (электрон), что важно для облегче­ ния конструкции руля, особенно, если учесть, что облегчение хво­ стовой части руля приводит при 100°/о весовой компенсации к уменьшению противофлаттерного груза в носке (см. п. 297).

Фиг. 5.21

128. Газоструйные рули работают в условиях высоких темпе ратур. Поэтому они выполняются в виде монолитных специально профилированных конструкций из тугоплавких материалов, на­ пример графита. Тем не менее при работе передняя кромка та­ ких рулей выгорает, в результате чего центр давления руля сме­ щается назад, изменяется величина шарнирного момента, что приводит к затруднениям в работе системы управления. Чтобы уменьшить влияние выгорания на положение центра давления, рулю придается форма, показанная на фиг. 5.9, при которой вы­ горание идет одновременно и спереди и сзади от оси вращения. Недостаток газоструйных рулей заключается также и в том, что, находясь в струе газов, истекающих с большой скоростью, они довольно сильно уменьшают эффективную тягу двигателя. Кро­

130

ме того, в ряде случаев весьма трудно подобрать материал ру­ лей, удовлетворительно работающий в условиях реактивной струи, особенно в двигателях на твердом топливе.

129. Эти недостатки частично устраняются использованием по­ воротного кольца, расположенного на срезе сопла и управляемо­ го при помощи тяг (фиг. 5.22). Поворотное кольцо подвергается воздействию газовой струи только во время управления полетом аппарата. Однако оно при этом создает все же сравнительно большие потери и, кроме того, не может обеспечить управления аппаратом вокруг продольной оси.

Сочленение сопла с

Ф и г. 5.22

Изменение направления силы тяги без поворота двигателя мо­ жет быть достигнуто также установкой поворотного сопла (фиг. 5.23). Потеря тяги в такой системе незначительна, но возникает трудность обеспечения плотного скользящего соединения сопла с камерой сгорания при высоких температурах и давлениях.

Возможно также управление летательным аппаратом путем поворота основного двигателя. Однако поворотная подвеска его конструктивно довольно сложна и требует дополнительного объе­ ма и значительной затраты веса.

130. К реактивным органам управления относятся также соп­ ла управления, которые устанавливаются на значительном плече относительно центра тяжести летательного аппарата (см. фиг. 5.8) и создают необходимые управляющие моменты при сравни­ тельно небольшой тяге. Поворотную подвеску для вспомогатель­ ного двигателя конструктивно осуществить гораздо проще, чем для основного, ибо тяга его мала.

Реактивные сопла управления могут работать на сжатом воздухе, на парогазе или на продуктах сгорания топлива ос­ новного двигателя.

Установка комбинации вспомогательных двигателей и сопел

9 '

Г л а в а VI

ФЮЗЕЛЯЖ

§6.1. ТРЕБОВАНИЯ, ВНЕШНИЕ ФОРМЫ ФЮЗЕЛЯЖА

131.Фюзеляж (корпус летательного аппарата) предназначен для размещения в нем оборудования, вооружения, топлива и гру­ зов, определяемых тактико-техническими требованиями к лета­ тельному аппарату. Фюзеляжи пилотируемых аппаратов вклю­ чают кабины для обеспечения необходимых условий членам эки­

пажа. ' К фюзеляжу крепятся крылья (у крылатых аппаратов), а

также в большинстве случаев оперение, шасси и довольно ча­ сто двигательные установки.

132. К фюзеляжу предъявляются следующие специальные тре­ бования:

—экипаж должен иметь возможно лучшие условия работы

(см. п. 174);

—формы фюзеляжа и его увязка с крылом, оперением, гон­

долами и другими частями должны обеспечивать наименьший сх летательного аппарата на основном режиме полета, а также ми­ нимальное поступление тепла в конструкцию при аэродинамиче­ ском нагреве;

—так как прогибы и закручивание фюзеляжа влияют на уг­ лы атаки, а также на колебания расположенного на нем опере­ ния, то жесткости соответствующих частей конструкции фюзеля­ жа должны обеспечивать нормальную работу оперения;

—удобство подходов к оборудованию, вооружению и другим агрегатам, расположенным в фюзеляже (корпусе); обеспечение нормальных условий их обслуживания;

—максимальное использование внутренних объемов; удобст­ во загрузки и выгрузки грузовых отсеков фюзеляжа.

133.С точки зрения аэродинамики фюзеляж является вредной частью крылатого летательного аппарата, так как он, создавая малую по сравнению с крылом подъемную силу, дает значитель­ ную долю лобового сопротивления (от 20 до 50°/о общего сопро­ тивления). Поэтому внешние формы фюзеляжа определяются стремлением получить возможно меньшее лобовое сопротивление при выполнении других важных требований в зависимости от на­ значения летательного аппарата.

132

Круговая форма сечения выгодна в технологическом отноше­ нии, а также часто с точки зрения аэродинамики. Однако в ряде случаев из условий компоновки приходится применять овальную или даже прямоугольную форму сечения фюзеляжа. На военно­

моздких и тяжелых грузов (орудий, автомобилей, танков и др.). На фюзеляжах околозвуковых летательных аппаратов овальную и другие сплюснутые формы сечений применяют из-за стремле­ ния получить изменение площадей поперечных сечений самолета по длине, соответствующее изменению их в теле минимального сопротивления («правило площадей», ф,иг. 6.1). В этом случае получается наименьшее лобовое сопротивление всего летательно­ го аппарата в целом.

Фиг. 6.1

134.Достаточно часто применяют фюзеляжи обычной (одно­

размещение двигательных установок, применяют фюзеляж двух­ балочной схемы с гондолой (фиг. 6.2).

Фиг. 6.2

Носовая часть сверхзвуковых аппаратов обычно имеет форму

конуса или оживала, выгодную с точки зрения уменьшения вол­ нового сопротивления.

133

Для улучшения обзора экипажу носовую часть понижают относительно оси остальной части фюзеляжа или делают ее по­ воротной, с отклонением вниз на 5 — 10° при взлете, посадке и рулежке.

На внешние формы фюзеляжа влияют размещение кабин эки­ пажа с остеклением, двигательных установок с воздухоподводя­ щими каналами, бомб, ракет, специальных грузов внутри фюзе­ ляжа.

135. Основными геометрическими характеристиками фюзеля жа являются диаметр (или условный диаметр) миделевого сече­

ния DM, удлинение Хф = ^ф. (где 7Ф — длина фюзеляжа), а

А,

также длина носовой и хвостовой частей.

У легких аппаратов (истребителей, учебных самолетов и т. д.) обычно величина миделевого сечения определяется габаритами

может достигать 6 м у военно-транспортных самолетов, предназ­ наченных для переброски крупногабаритной техники.

Влияние удлинения фюзеляжа на его сопротивление различно на различных скоростях. При малых скоростях увеличение Хф до некоторого предела уменьшает сопротивление формы, но уве­ личивает сопротивление трения. Для дозвуковых самолетов Хф = =5-т-10. При околозвуковых и сверхзвуковых скоростях преоб­ ладающую роль играет волновое сопротивление, которое умень­ шается с увеличением Хф. Такие самолеты имеют Хф = 9 -ь 15.

Длина хвостовой части фюзеляжа определяется главным об­ разом плечом горизонтального LT.n или вертикального L в.о опе­ рений. Длина носовой части фюзеляжа диктуется соображения­ ми размещения кабин, оборудования, необходимой величиной продольной базы шасси с носовой стойкой.

Увеличение длины носовой или хвостовой частей, а также общей длины фюзеляжа связано с его утяжелением для обес­ печения достаточной прочности и жесткости. Поэтому при выбо­ ре удлинения Хф руководствоваться только минимумом сопро­ тивления нельзя. Необходимо учитывать условия компоновки и вес фюзеляжа, а также топлива, необходимого на его несение и преодоление лобового сопротивления.

У самолетов с удлинением крыла X> 4 обычно /ф = (0,8 Ч_ -.Л,2)1, где / — размах крыла; при Х < 3 обычно £ф=(1,5 2)1-

§ 6.2. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ФЮЗЕЛЯЖ

Фюзеляж является строительной базой летательного аппара­ та, к которой крепятся крыло, хвостовое оперение, а также дру­ гие части и грузы. Он должен обеспечить замыкание всех на­ грузок, действующих на эти части.

134

136. В каждом расчетном случае коэффициент безопасности f для соответствующих частей фюзеляжа принимается таким же, как и для крепящихся к ним агрегатов. Исключение составляют некоторые посадочные случаи, в которых для фюзеляжа коэффи­ циент f берется несколько большим, чем для шасси. Это делается

с той целью, чтобы при недопустимо грубой посадке в первую очередь разрушалось шасси, а не трудновосстанавливаемый фю­ зеляж.

^г.о(тн)

Каждый из агрегатов (крыло, шасси, оперение и др.) считает­ ся уравновешенным под действием внешних нагрузок, соответст­ вующих коэффициенту перегрузки по нормам прочности, и реак­ ций со стороны фюзеляжа или какой-либо другой части, к кото­ рой он крепится, и при этом не требуется уравновешивания всего аппарата в целом. Фюзеляж в этом отношении занимает особое положение — он нагружается сосредоточенными нагрузками од­ новременно от всех упомянутых частей самолета через узлы крепления. Кроме того, на него как на любой другой элемент планера действуют нагрузки от масс собственной конструкции и грузов. Для определения этих массовых нагрузок необходимо знать коэффициент перегрузки в любой точке фюзеляжа. С це­ лью выявления указанных перегрузок необходимо производить динамическое уравновешивание всего аппарата в целом.

137. Симметричные нагрузки фюзеляжа. Рассмотрим более подробно уравновешивание аппарата при криволинейном полете в вертикальной плоскости (фиг. 6.3). Аппарат находится в ниж­ ней точке траектории. Тягу Р принимаем направленной парал­

лельно касательной к траектории. По принципу Даламбера все внешние силы, приложенные к фюзеляжу в определенном рас­ четном случае со стороны крыла, горизонтального оперения и двигателя, а также все массовые силы фюзеляжа находятся в равновесии.

135

Запишем три уравнения равновесия аппарата в вертикальной плоскости:

Как видно, перегрузка аппарата пЛотличается по своей величине

от перегрузки «рыла п (ом. п. 136). Эта перегрузка постоянна

136

для всего аппарата. Следовательно, на все грузы, расположен­ ные в фюзеляже, и на все части его конструкции будут дейст­ вовать массовые силы Яг = naG где О,- — вес какой-либо части.

Фи г . 6.4

139.Случай резкого отклонения руля высоты или всего стаби­ лизатора. В этом случае к уравновешивающей нагрузке горизон­ тального оперения А-.о(ур) добавляется маневренная нагрузка Яман, вызывающая вращение летательного аппарата относитель­

но оси г с угловым ускорением Перегрузка в центре тяжести аппарата получается из уравнения (6.2)

па = д + Рг о(ур). ±АРман.

Дополнительная перегрузка в направлении нормали к траекто­ рии, возникшая за счет ускоренного вращения, будет равна:

Угловое ускорение определяется из уравнения (6.3)

где 1г — массовый момент инерции аппарата;

137

iг — радиус инерции аппарата, который приближенно мо­ жно принять равным 0,18 L;

L— длина аппарата.

Вобщем случае перегрузка в любой точке фюзеляжа i будет

« /= « » + Явр.Ц

а массовые силы любого груза — Pt = nt Gr

Фиг. 6.5

К нагрузкам в плоскости симметрии фюзеляжа относится также ряд расчетных нагрузок при посадке самолета (фиг. 6.5). При этом перегрузка в произвольной точке фюзеляжа i будет

Направление и величина силы, действующей на шасси со сто­ роны грунта Р, определяются по нормам прочности. При посадке с убранным шасси сила Р, и особенно ее горизонтальная состав­ ляющая, достигает значительной величины и может оказаться расчетной не только для соответствующих элементов конструк­ ции фюзеляжа, но и для элементов крепления агрегатов и гру­ зов (особенно у военно-транспортных самолетов).

140. Несимметричные нагрузки фюзеляжа. В случае действия несимметричных нагрузок фюзеляжа в полете его уравновеши­ вание производится аналогично рассмотренному случаю сим­ метричного нагружения. Пример уравновешивания самолета в случае маневренной нагрузки вертикального оперения при сколь­ жении самолета показан на фиг. 6.6. Перегрузка в направлении оси z в произвольной точке фюзеляжа i будет

где

138

Среди посадочных расчетных случаев также имеются случаи несимметричного нагружения фюзеляжа, например, посадка с боковым сносом или посадка на одно колесо, при которой возни­ кают ускорения вращения самолета относительно трех осей.

141. Нагружение фюзеляжа вертолета отличается от нагруже­ ния фюзеляжа самолета наличием моментов, уравновешиваю­ щих момент сопротивления вращению несущего винта М„ (фиг. 6.7).

142. Нагрузки ракеты. Если для крылатого летательного ап­ парата расчетными, как правило, являются нагрузки, перпенди­ кулярные к его продольной оси, а продольными нагрузками ча­ сто пренебрегают, то для ракеты, наоборот, определяющими обычно являются продольные нагрузки от инерционных сил. При

139