Обнаружены основные части самолета. Основные части самолета и их назначение

Фюзеляж самолета состоит из каркаса и обшивки. Существуют фюзеляжи трех типов: ферменные, силовой каркас которых представляет собой пространственную ферму; балочные - их силовой каркас образован продольными и поперечными элементами и работающей обшивкой; смешанные, у которых передняя часть является ферменной, а хвостовая - балочной или наоборот.

Ферменные фюзеляжи. Как было указано выше, силовой частью ферменного фюзеляжа является каркас, представляющий собой пространственную ферму. Стержни фермы работают на расстяжение или сжатие, а обшивка служит лишь для придания фюзеляжу обтекаемой формы. Ферма образована (рис. 50) лонжеронами, расположенными на всей длине или части длины фюзеляжа, стойками и раскосами в вертикальной плоскости, распорками и расчалками в горизонтальной плоскости и диагоналями.

Вместо жестких раскосов и диагоналей широко практикуется установка проволочных или ленточных расчалок.

К каркасу фермы крепятся узлы, которые служат для присоединения к фюзеляжу крыла, оперения, шасси и других частей самолета. Фермы фюзеляжа, как правило, изготовляются сварными из труб и реже клепанными из дюралюминиевых профилей. Обшивка выполняется из полотна, фанеры или листов дюралюминия. Обтекаемую форму ферменному фюзеляжу придают специальные несиловые надстройки - обтекатели, называемые гаргротами.

Основными преимуществами ферменных фюзеляжей перед балочными являются простота изготовления и ремонта, удобство монтажа, осмотра и ремонта оборудования, размещенного в фюзеляже.

К недостаткам относятся несовершенство аэродинамических форм, малая жесткость, малый срок службы, невозможность полностью использовать внутренний объем для размещения грузов. В настоящее время ферменные конструкции применяются редко и в основном для легких самолетов.

Балочные фюзеляжи представляют собой балку обычно овального или круглого сечения, в которой на изгиб и кручение работают подкрепленная обшивка и элементы каркаса. Встречаются три разновидности балочных фюзеляжей: лонжеронно-балочный, стрингерно-балочный (полумонокок), скорлупно-балочный (монокок). Балочные конструкции фюзеляжей выгоднее ферменных, так как силовая часть у них образует обтекаемую поверхность, причем силовые элементы размещаются по периферии, оставляя внутреннюю полость свободной. Это дает возможность получить меньший мидель; жесткая работающая обшивка обеспечивает получение гладкой неискажаемой поверхности, что приводит к уменьшению лобового сопротивления. Балочные фюзеляжи выгоднее и в весовом отношении, так как материал конструкции более удален от нейтральной оси и, следовательно, лучше используется, чем у фюзеляжей ферменной конструкции.

Каркас лонжеронно-балочного фюзеляжа образуют лонжероны, стрингеры и шпангоуты. Каркас обшит дюралюминиевыми листами (обшивкой).

Каркас стрингерно-балочного фюзеляжа (рис. 51) состоит из часто поставленных стрингеров и шпангоутов, к которым

крепится металлическая обшивка большей, чем у лонжеронно-балочных фюзеляжей, толщины.

Скорлупно-балочный фюзеляж (рис. 52) не имеет элементов продольного набора и состоит из толстой обшивки, подкрепленной шпангоутами.

В настоящее время преобладающим типом фюзеляжей является стрингерно-балочный.

Стрингеры - это элементы продольного набора каркаса фюзеляжа, которые связывают между собой элементы поперечного набора - шпангоуты. Стрингеры воспринимают главным образом продольные силы и подкрепляют жесткую обшивку. По конструктивным формам стрингеры фюзеляжа подобны стрингерам крыла. Расстояние между стрингерами зависит от толщины обшивки и колеблется в пределах 80-250 мм. Размеры сечения стрингеров изменяются как по периметру контура, так и по длине фюзеляжа в зависимости от характера и величины нагрузки на каркас фюзеляжа.

Лонжероны - это также элементы продольного набора каркаса фюзеляжа, которые, работая на сжатие-растяжение, воспринимают (частично) моменты, изгибающие фюзеляж. Как видно по задачам и условию работы, лонжероны фюзеляжа подобны стрингерам.

Конструктивное выполнение лонжеронов чрезвычайно разнооб

разно. Они представляют собой гнутые или прессованные профили различных сечений, на самолетах большой грузоподъемности склепываются из нескольких профилей и листовых элементов.

Шпангоуты являются элементами поперечного набора фюзеляжа, они придают фюзеляжу заданную форму поперечного сечения, обеспечивают поперечную жесткость, а также воспринимают местные нагрузки.

В ряде случаев к шпангоутам крепятся перегородки, разделяющие фюзеляж на ряд отсеков и кабин.

Шпангоуты разделяются на нормальные и силовые. Силовые шпангоуты устанавливаются в местах приложения сосредоточенных нагрузок, например в местах крепления крыла к фюзеляжу, стоек шасси, частей оперения и т. п.

Нормальные шпангоуты (рис. 53) собираются из дуг, штампованных из металлического листа. Сечение нормальных шпангоутов чаще всего швеллерное, иногда Z-образное и реже тавровое. Силовые шпангоуты склепываются из отдельных профилей и листовых элементов. Иногда такие шпангоуты выпрессовываются на мощных прессах из алюминиевого сплава.

Расстояние между шпангоутами обычно колеблется в пределах 200-650 мм.

Обшивка выполняется из листов дюралюминия или титана различной толщины (от 0,8 до 3,5 мм) и крепится к элементам каркаса заклепками либо приклеивается. Листы обшивки соединяются между собой по стрингерам и шпангоутам или встык, или внахлест, без подсечки. В последнем случае каждый передний лист перекрывает нижний. Типовое соединение обшивки со стрингерами и шпангоутами показано на рис. 53.

Вырезы в обшивке фюзеляжа балочного типа резко уменьшают прочность конструкции. Поэтому для сохранения необходимой прочности обшивку у вырезов подкрепляют усиленными стрингерами и усиленными шпангоутами. Небольшие вырезы окантовываются кольцами из материала большей толщины, чем обшивка, иногда необходимая жесткость обеспечивается отбортовкой отверстия.

Фюзеляжи самолетов небольших размеров делают, как правило, неразъемными. У более крупных самолетов для упрощения производства, ремонта и эксплуатации фюзеляж расчленяют на несколько частей. Соединение частей фюзеляжа зависит от его конструктивной схемы. Соединение ферменных фюзеляжей производится стыковыми узлами, установленными на лонжеронах,

у балочных фюзеляжей крепление производится по всему контуру разъема.

На рис. 54 показаны типовые технологические разъемы фюзеляжа транспортного самолета. Фюзеляж состоит из трех частей, причем каждая из частей в свою очередь образована панелями, представляющими участки обшивки с элементами продольного набора. Панели, соединяясь со шпангоутами, собираются окончательно в сборочном стапеле. Соединение панелей неразъемное и производится заклепочным швом, отдельные части фюзеляжа соединяются болтами по всему периметру разъема. Стыковка осуществляется через фитинги, прикрепленные к стрингерам фюзеляжа (рис. 55).

Пол в кабинах самолета обычно рассчитывают на максимальную распределенную статическую нагрузку. На пассажирских самолетах эта нагрузка не превышает 500 кГ/м 2 , на грузовых достигает 750 и более кГ/м 2 . Каркас пола состоит из набора продольных и поперечных балок, стрингеров и соединяющих узлов.

Поперечный набор пола состоит из нижних балок шпангоутов. Пояса этих балок изготавливаются из фрезерованных или штампованных профилей. Панели, закрывающие каркас, изготавливают из листов прессованной фанеры толщиной 10-12 мм, из дюралюминиевых листов, усиленных прикрепленными снизу профилями

уголкового и швеллерного сечений или гофром из прессованных листов алюминиевого или магниевого сплава с последующей механической или химической обработкой. Для предупреждения скольжения панели пола имеют рифленую или шероховатую поверхность, а в некоторых случаях покрываются пробковой крошкой. На полу установлены гнезда для крепления пассажирских кресел, а на грузовых самолетах- кольца для крепления перевозимых грузов.

Окна пассажирской кабины делают прямоугольной или круглой формы. Все окна кабины, как правило, имеют двойные органические стекла. Очень часто в герметических кабинах внутреннее стекло является основным работающим стеклом и принимает на себя нагрузку от избыточного давления в кабине. Только в случае разрушения внутреннего стекла наружное стекло начинает воспринимать избыточное давление. Межстекольное пространство через осушительную систему, предотвращающую стекла от запотевания и замерзания, связано с полостью гермокабины. Уплотнение остекления выполняется с помощью мягкой морозоустойчивой резины, иногда - невысыхающей замазкой.

Застекленная часть фюзеляжа, обеспечивающая обзор экипажу, называется фонарем. Форма фонарей, их размещение и размеры выбираются из соображения обеспечения наилучшего обзора и наименьшего сопротивления. На рис. 56 показаны внешний вид фонаря штурмана и внешний вид фонаря кабины экипажа. Угол наклона козырька фонаря принимают равным 50-65° (в зависимости от величины V макс). Лобовые стекла фонаря, как правило, оборудуются электрообогревом для предотвращения их обледенения в полете. Фонарь состоит из каркаса, отлитого или отштампованного из алюминиевого или магниевого сплавов, и стекол. Стекла крепятся к каркасу болтами и прижимаются дюралюминиевой лентой. Герметизация стекол осуществляется резиновой прокладкой, уплотнительной лентой и замазкой (рис. 56, в).

Вырезы под входные двери транспортных самолетов чаще всего располагаются на боковой поверхности фюзеляжей, но в некоторых случаях устанавливаются и в нижней части. Ширина двери обычно не превышает 800 мм, а высота - 1 500 мм. Выбор размеров грузовых дверей (люков) и их размещение производятся с учетом габаритов грузов и минимальной затраты времени на загрузку (разгрузку) самолета. Открываются двери внутрь кабины либо сдвигаются вверх или в сторону. Двери делают обычно в виде клина, основанием которого является внутренняя поверхность створки двери. Избыточное давление в герметизированном фюзеляже прижимает створку двери к ее основанию. В закрытом положении дверь запирается замком. При открытой двери в кабине экипажа загорается сигнальная лампочка.

Вырезы под двери усиливаются установкой в месте выреза более мощных шпангоутов и стрингеров, установкой дополнительной обшивки. Окантовка дверей входит в силовой каркас фюзеляжа. Дверь - металлическая, состоит, как правило, из отштампованной из листового дюралюминия чаши, подкрепленной каркасом. Герметизация дверей осуществляется с помощью резиновых профилей.

Многие современные самолеты летают на больших высотах и для обеспечения нормальной жизнедеятельности людей, находящихся на борту такого самолета, потребовалось создание в кабинах необходимого давления. Кабина самолета, внутри которой в полете поддерживается повышенное (по сравнению с атмосферным) давление воздуха, называется герметической. Герметическая кабина, выполненная в виде обособленного силового агрегата и установленная в фюзеляже без включения ее в силовую схему, называется подвесной. Размеры такой кабины не зависят от размеров и обводов фюзеляжа, и поэтому она может быть выполнена с наивыгоднейшими с точки зрения прочности формами и минимальных размеров. Кабины пассажирских самолетов, как правило, представляют собой герметизированный отсек фюзеляжа и полностью включены в его силовую схему. Подобная кабина работает как сосуд под действием внутреннего давления, а также подвергается изгибу и кручению, как и обычный фюзеляж. По соображениям прочности наилучшей формой сооружения, нагруженного изнутри избыточным давлением, является шар, но в связи с несоответствием формы фюзеляжа и неудобствами размещения в такой кабине экипажа и пассажиров стремятся придать кабине форму цилиндрической оболочки, закрытой по концам сферическими днищами. Переход с цилиндрических стенок на днище по возможности должен быть плавным без переломов. При наличии переломов днище, нагруженное избыточным давлением, сжимает стенки цилиндра в направлении радиусов и тогда в этом месте необходимо ставить усиленный шпангоут. Особенно сильно нужно подкреплять плоские днища.

Для сохранения в кабине избыточного давления необходимо обеспечить ее герметичность. Разумеется, обеспечить полную герметичность кабины очень трудно, поэтому допускается некоторая утечка воздуха из кабины, не снижающая безопасности полета. Критерием герметичности может служить время падения давления с величины рабочего избыточного до значения 0,1 кГ/см 2 . Это время должно быть не менее 25-30 мин.

Герметизация кабин достигается: герметизацией обшивки и остекления люков и дверей, выводов из кабин тяг, тросов, валиков управления самолетом и двигателями, электропроводки, трубопроводов гидросистем и т. п.

Герметизация листов обшивки в месте их соединения и крепления к элементам каркаса фюзеляжа достигается применением многорядных швов, установкой специальных уплотнительных лент, закладываемых между листами обшивки и каркаса. С внутренней стороны кабины заклепочные швы покрываются герметизирующими замазками. Герметизация входных дверей, загрузочных люков, запасных выходов, подвижных частей фонаря, окон (остекления) и т. п. осуществляется резиновыми профилями и прокладками. Применяются следующие способы герметизации: уплотнение типа «нож по резине»; уплотнение резиновой прокладкой, имеющей сечение трубы; уплотнение с помощью пластинчатого клапана; уплотнение резиновой трубкой, надуваемой воздухом.

Люки и двери, открывающиеся внутрь кабины, герметизируются по первым трем указанным способам. При герметизации с помощью пластинчатого клапана полосу из пластинчатой резины укрепляют с внутренней стороны по контуру выреза, тогда избыточное давление прижимает края клапана к люку и тем самым герметизируются щели.

Сложней загерметизировать люки, открывающиеся наружу и имеющие относительно большие размеры, так как внутреннее избыточное давление будет отжимать люк. Такие люки герметизируются чаще всего резиновой трубкой, надуваемой воздухом.

Гермовыводы тяг и тросов управления, электрических проводов и других элементов существуют трех типов: одни из них рассчитаны на обеспечение возвратно-поступательного движения, другие обеспечивают герметизацию вращательного движения, а третьи герметизируют неподвижные детали.

Для обеспечения герметичности тяг с возвратно-поступательным движением часто используют гофрированный резиновый шланг цилиндрической или конической формы либо делают устройство, состоящее из корпуса, отлитого из магниевого сплава с запрессованными бронзовыми втулками, в которых перемещаются стальные тяги. Между тягами и втулками имеются войлочные и резиновые уплотнения. Внутренняя полость корпуса через специальное отверстие забивается консистентной смазкой.

Тросы герметизируются резиновыми пробками, имеющими сквозные отверстия диаметром меньшим, чем диаметр троса, и продольный разрез, позволяющий надевать пробку на трос. Для уменьшения силы трения трос на всей длине его хода покрывается незамерзающей смазкой, содержащей графит. Герметизация деталей, передающих вращательное движение, осуществляется резиновыми уплотнительными кольцами. Герметизация трубопроводов производится с помощью специальных переходников, закрепленных на гермоперегородке. К переходнику с одной и другой стороны при помощи накидных гаек крепятся трубопроводы. Электропроводка герметизируется при помощи специальных электровводов.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

Могут быть полностью уверены в своей безопасности. Каждая деталь, каждая система — все проверяется и тестируется несколько раз. Запчасти для них производят в разных странах, а потом собирают на одном заводе.

Устройство пассажирского самолета представляет собой планер. Он состоит из фюзеляжа, крыла хвостового оперения. Последний оснащен двигателями и шасси. Все современные лайнеры дополнительно оборудуют авионикой. Так называют совокупность электронных систем, которые контролируют работу самолета.

Любой летательный аппарат (вертолет, пассажирский лайнер) по своей конструкции — это планер, который состоит из нескольких частей.

Вот как называются части самолета:

• фюзеляж;
• крылья;
• хвостовое оперение;
• шасси;
• двигатели;
• авионика.

Устройство самолета.

Это несущая часть воздушного судна. Его главное назначение — образование аэродинамических сил, а второстепенное — установочное. Он служит основой, на которую устанавливают все остальные части.

Фюзеляж

Если говорить о частях самолета и их названиях, то фюзеляж — одна из самых важных его составляющих. Само название происходит от французского слова “fuseau”, которое переводится, как “веретено”.

Планер можно назвать “скелетом” самолета, а фюзеляж — его “телом”. Именно он связывает крылья, хвост и шасси. Здесь размещается экипаж лайнера и все оборудование.

Он состоит из продольных и поперечных элементов и обшивки.

Крылья

Как устроено крыло самолета? Оно собирается из нескольких частей: левая или правая полуплоскости (консоли) и центроплан . Консоли включают наплыв крыла и законцовки. Последние могут быть разными у отдельных видов пассажирских лайнеров. Есть винглеты и шарклеты.

Крыло самолета.

Принцип его работы очень прост — консоль разделяет два потока воздуха. Сверху — находится область низкого давления, а снизу — высокого. За счет этой разницы крыло и позволяет лететь .

На крыло устанавливают меньшие консоли для улучшения их работы. Это элероны, закрылки, предкрылки и т.д . Внутри крыльев расположены топливные баки.

На работу крыла влияет его геометрическая конструкция — площадь, размах, угол, направление стреловидности.

Хвостовое оперение

Оно располагается в хвостовой или носовой части фюзеляжа. Так называют целую совокупность аэродинамических поверхностей, которые помогают пассажирскому лайнеру надежно держаться в воздухе. Они разделяются на горизонтальные и вертикальные.

К вертикальным относят киль или два киля. Он обеспечивает путевую устойчивость воздушного судна, по оси движения. К горизонтальным — стабилизатор. Он отвечает за продольную устойчивость самолета.

Шасси

Это те самые устройства, которые помогают самолету , рулить по взлетно-посадочной полосе. Это несколько стоек, которые оборудованы колесами.

Вес пассажирского лайнера напрямую влияет на конфигурацию шасси. Чаще всего используется следующая: одна передняя стойка и две основных. У именно так располагаются шасси. У воздушных судов семейства Боинг 747 — на две стойки больше.

В колесные тележки входит разное количество пар колес. Так у Аэробуса А320 — по одной паре, а у Ан-225 — по семь.

Во время полета шасси убираются в отсек. Когда самолет взлетает или садиться. Они поворачиваются за счет привода к передней стойке шасси или дифференциальной работы двигателей.

Двигатели

Говоря о том, как устроен самолет и как он летает, нельзя забывать о такой важной части самолета, как двигатели. Они работают по принципу реактивной тяги. Они могут быть турбореактивными или турбовинтовыми.

Их крепят к крылу самолета или его фюзеляжу. В последнем случае его помещают в специальную гондолу и используют для крепления пилон. Через него подходят к двигателям топливные трубку и приводы.

У самолета обычно по два двигателя.

Количество двигателей различается в зависимости от модели самолета. О двигателях более подробно написано

Авионика

Это все те системы, которые обеспечивают бесперебойную работу самолета в любых погодных условиях и при большинстве технических неисправностях.

Сюда относят автопилот, противообледенительная система, система бортового электроснабжения и т.д.

Классификация по конструктивным признакам

В зависимости от количества крыльев различают моноплан (одно крыло), биплан (два крыла) и полутораплан (одно крыло короче, чем другое).

В свою очередь монопланы делят на низкопланы, среднепланы и высокопланы . В основу этой классификации лежит расположение крыльев возле фюзеляжа.

Если говорить об оперении, то можно выделить классическую схему (оперение сзади крыльев), тип “утка” (оперение перед крылом) и “бесхвостка” (оперение — на крыле).

По типу шасси воздушные судна бывают сухопутными, гидросамолеты и амфибии (те гидросамолеты, на которые установили колесные шасси).

Есть разные виды самолетов и по видам фюзеляжа. Различают узкофюзеляжные и широкофюзеляжные самолеты. Последние — это, в основном, двухпалубные пассажирские лайнеры. Наверху находятся места пассажиров, а внизу — багажные отсеки.

Вот что из себя представляет классификация самолетов по конструктивным признакам.

Требования к силовой установке сводятся к уменьшению значений таких характеристик двигателя, как его удельная масса у да >

КОНСТРУКЦИЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ САМ-А

Назначение и составные части оперения. Оперение - это несущие поверхности, являющиеся органами устойчивости и управляемости самолета. Оно состоит из горизонтального и вертикального оперения.

Горизонтальное оперение (ГО) предназначено для обеспечения продольной, а вертикальное оперение (ВО) - путевой устойчивости и управляемости самолета. Эти задачи решаются образованием на оперении переменных по величине и направлению аэродинамических сил, необходимых для обеспечения заданных режимов полета.

Основное требование к оперению - эффективность оперения - зависит от скоростного напора, площади оперения, его форм и рас­положения, жесткости оперения и жесткости опор, к которым оно крепится. Обеспечение высокой эффективности оперения для получения необходимых характеристик устойчивости и управляе­мости самолета на всех режимах полета, определяемых ТТТ к самолетам в зависимости от их назначения и условий применения, при наименьшей массе оперения является основным требованием к оперению. Выполнение этого требова­ния достигается прежде всего выбором рациональных форм, значений параметров и расположения оперения.

Конструкция и компоновка ГО с разъемным установленным на фюзеляже стабилизатором. конструк­ция и компоновка оперения, состоящего из разъемного (из двух половин) ГО и ВО, установленных на хвостовой части фюзеляжа. ГО - трапециевидной формы в плане с двухлонжеронным стабилизатором I и однолонжеронным РВ 2 с триммером 3 в корневой части руля. Конструкция этого стабилизатора аналогична конструкции двухлонжеронното крыла. В месте узла навески РВ для восприятия сосредоточенной нагрузки от руля (в стабилизаторе стоит усилен­ная нервюра с мощными поясами 15 и глухой стенкой 17, подкрепленной стойками.

Воспринимаемую нагрузку эта нервюра передает на стенки лонжеронов и обшив­ку стабилизатора работая на сдвиг и изгиб в своей плоскости

КОНСТРУКЦИЯ ШАССИ САМОЛЕТА

Назначение шасси

Конструкция опоры состоит

Основные требования к шасси

· 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

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 >

Взаимосвязь свойств самолета. Уравнение существования самолета.

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.

СРЕДСТВА МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА

Назначение механизации. Механизация крыла пред­ставляет собой систему устройств (закрылков, щитков, предкрылков и др.), предна­значенных для управления подъемной силой и сопротивлением самолета главным образом для 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.

Требования к механизации крыла . К механизации крыла, помимо общих требований, предъявляемых ко всему самолету в целом, предъявляются следующие специальные требования:

· максимальное увеличение с уа при отклонении средств механизации в посадочное положение при посадочных углах атаки самолета;

· минимальное увеличение с ха в убранном положении средств механизации;

· максимальное значение аэродинамического качества при разбеге самолета с небольшой тяговооруженностью и возможно большее увеличение с уа при отклоне­нии механизации во взлетное положение для самолетов с большой тяговооружен­ностью;

· возможно меньшие изменения значений m z (смещение ЦД крыла) при отклоне­нии средств механизации в рабочее положение;

· синхронность действий механизации на обеих консолях крыла, простота кон­струкции и высокая надежность работы.

Щитки 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 (см. рис. 4.4, а) и выдвижные (см. рис. 4.3, б). 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.

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.

Предкрылки - профилированная подвижная часть крыла, расположенная в носовой его части (рис. 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 либо с помощью кронштейна 12 на предкрылке и кулисного механизма 11 в носовой чаш крыла

КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕРОНОВ

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.

Конструкция элеронов 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, диафрагм, усиливающих вырезы в носке элерона (см. рис. 4.12, а) под узлы крепления и приводы управления, устанавливаемые на лонжероне. Для уменьшения деформаций элерона увеличивают число его опор (как минимум до трех). Однако при изгибе крыла и элерона из-за разных их жесткостей на изгиб и нагрузок возникают силы, направленные вдоль узлов навески элерона. Чтобы не было заклинивания элеронов, среди узлов навески должны быть один-два узла, допускающих перемещение элерона вдоль размаха относительно узлов на крыле. Это узлы с двумя степенями свободы: либо кардан либо торцевые узлы типа консольного болта ось которых совпадает с осью вращения элерона) и вдоль оси которых элерон может свободно перемещаться.. В то же время хотя бы одна из опор элерона должна фиксировать его положение по размаху крыла и представлять собой обычную шарнирную опору с одной степенью свободы В самих узлах навески элерона должны устанавливаться подшипники, обеспечивающие свободное отклонение элеронов.

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;

Вопрос 1 Требования, предъявляемые к ЛА.

ТРЕБОВАНИЕ ПРЕДЪЯВЛЯЕМОЕ К ЛА

Требования к самолетам различны. Основным требованием является обеспечение наиболее высокого уровня их эффективности при определенных затратах на разработку, создание и эксплуатацию. Оно должно обеспечиваться высокими уровнями совершенства аэродинамики самолета, его силовой установки, авиационного и радиоэлектронного оборудования, достаточными прочностью и жесткостью конструкции, высокими надежностью, живучестью и безопасностью полетов, хорошими эксплуатационными качествами, а также высоким уровнем ремонтопригодности и технологичности конструкции. Все эти требования должны выполняться при наименьшей массе конструкции.

Требования аэродинамики заключаются в выборе таких внеш­них форм, размеров и значений параметров агрегатов и их взаимного расположе­ния, которые позволили бы получать летно-тактические характеристики самолета, определяемые ТТТ, при наименьших энергетических затратах.

Требования к силовой установке сводятся к уменьшению значений таких характеристик двигателя, как его удельная масса у да > особенно для самолетов с большой тяговооруженностью, и удельный расход топлива с^, особенно для самолетов с большой дальностью полета, к повышению удельной тяги двигате­ля, его надежности и ресурса. Входные устройства (воздухозаборники) должны обеспечивать устойчивую работу двигателя на всех режимах полета, предусмотрен­ных ТТТ. Выхлопное сопло не должно увеличивать общее сопротивление самолета. Устройство реверса тяги должно быть эффективным (быстро срабатывать и созда­вать большую отрицательную тягу). Конструкция, конфигурация и местоположение входных и выходных устройств не должны способствовать увеличению заметности самолета.

Требования к авиационному и радиоэлектронно­му оборудованию являются предметом изучения специальных дисцип­лин. Здесь отметим, что они должны обеспечивать выполнение задач, предусмот­ренных назначением самолета и ТТТ к нему, а также высокую надежность работы, удобства в эксплуатации при малой массе и объемах, совместимость в работе с другими системами самолета и не ухудшать их характеристик.

Требование достаточных прочности и жесткости при его удовлетворении в соответствии с требованиями ’’Норм прочности” должно обеспечить конструкции способность воспринимать без разрушения и чрезмерных деформаций эксплуатационные нагрузки.

Требования надежности и безопасности полета. Под надежностью конструкции понимают се способность выполнять заданные функции с сохранением значений эксплуатационных показателей в течение установленного срока службы. Надежность конструкции оценивается вероятностью ее безотказной работы в течение этого срока. Зависит надежность от сложности конструкции, качества изготовления и условий эксплуатации. Повысит!, надежность можно путем уменьшения числа деталей конструкции и резервированием наиболее важных ее элементов.

Требования живучести. Живучесть - это способность самолета продолжать выполнять задачу при наличии повреждений.

Эксплуатационные требования и требования ре­монтопригодности при их удовлетворении должны обеспечивать высокую эксплуатационную технологичность конструкции, ее приспособленность к техническому обслуживанию и ремонту в процессе эксплуатации при наимень­ших трудозатратах.

Требование высокой технологичности определяет такие свойства конструкции, которые позволяют снизить трудозатраты на ее изготовление, сократить сроки освоения производства, повысить автоматизацию и механизацию производственных процессов при минимальной стоимости

Требование минимальной массы. Удовлетворение всех перечисленных выше требований должно осуществляться при возможно меньшей массе конструкции. Перетяжеление конструкции приводит к уменьшению массы целевой нагрузки или к резкому увеличению взлетной массы самолета.

Анализ изложенных требований показывает, что некоторые из них дополняют друг друга. Так, например, увеличение толщины обшивки улучшает жесткостные характеристики конструкции агрегатов, повышает ее прочность, снижает вероят­ность возникновения вибраций, улучшает качество поверхности и тем самым аэродинамику. Однако более характерна противоречивость требований. Так, почти все требования противоречат

Основные части самолета и их назначение.

Самолёт

Самолёт

летательный тяжелее воздуха с крылом, на котором при движении образуется аэродинамическая подъёмная сила, и силовой установкой, создающей тягу для полёта в атмосфере. Основные части самолёта: крыло (одно или два), оперение, (всё это вместе называется планёром самолёта), бортовое оборудование; военные самолёты имеют также авиационное вооружение.

Крыло – основная самолёта. Самолёты с одним крылом называются монопланами , с двумя – бипланами . Средняя часть крыла, присоединяемая к фюзеляжу или составляющая с ним одно целое, называется центропланом; к центроплану крепятся боковые отъёмные части крыла – консоли. На крыле располагаются (элероны , элевоны, интерцепторы) и устройства, с помощью которых регулируются крыла (закрылки, предкрылки и др.). В крыле размещаются топливные баки, различные агрегаты (напр., шасси), коммуникации и пр. На крыле или под ним (на пилонах) устанавливают двигатели. Вплоть до сер. 20 в. самолёты имели крылья трапециевидной формы (в плане). С появлением реактивных двигателей форма крыла изменилась, приобрела стреловидность. в сочетании с газотурбинным реактивным двигателем позволяет достичь скоростей полёта, вдвое и втрое превышающих . В 1960-70-х гг. были созданы самолёты с крылом изменяемой в полёте стреловидности: при взлёте и посадке, а также при полёте с дозвуковой скоростью лучше характеристики у прямого (традиционного) крыла; в полёте со сверхзвуковой скоростью поворачивается, приобретая стреловидность, что существенно улучшает его аэродинамику (МиГ-23, СССР; F-111, США).

Фюзеляж – это корпус самолёта, несущий крылья, оперение и шасси. В нём размещаются кабина экипажа и пассажирский салон, грузовые отсеки, оборудование. Иногда фюзеляж заменяют хвостовыми балками или объединяют с крылом. До 1930-х гг. большинство самолётов имело открытые кабины лётчиков. С увеличением скорости и высоты полётов кабины стали закрывать обтекаемым «фонарём». Полёты на больших высотах потребовали создания герметичных кабин с обеспечением в них давления и температуры, необходимых для нормальной жизнедеятельности человека. Обтекаемая сигарообразная форма фюзеляжа обеспечивает ему минимальное сопротивление воздушного потока в полёте. У сверхзвуковых самолётов фюзеляж делают с сильно заострённой носовой частью. Форма поперечного сечения фюзеляжа у современных самолётов может быть круглой, овальной, в виде пересечения двух окружностей, близкой к прямоугольной и пр. Создание в 1965-70-х гг. т. н. широкофюзеляжных самолётов с фюзеляжем диаметром 5.5–6.5 м позволило заметно повысить грузоподъёмность и воздушных судов (Ил-86, СССР; «Боинг-747», США). Конструкция фюзеляжа содержит из силовых элементов (лонжероны, стрингеры, шпангоуты) и обшивку. Силовые элементы изготовляют из лёгких и прочных конструкционных материалов (алюминиевые и титановые сплавы , композиционные материалы). на заре авиации была полотняной, затем из фанеры и с кон. 1920 г. – металлическая (алюминий и его сплавы). Подавляющее большинство самолётов выполнено по однофюзеляжной схеме, очень редко по двухбалочной, и лишь отдельные экспериментальные самолёты – безфюзеляжные, т. н. (ХВ-35, США).

Оперение обеспечивает устойчивость и управляемость самолёта в продольном и боковом движении. У большинства самолётов оперение располагается на хвостовой части фюзеляжа и состоит из стабилизатора и руля высоты (горизонтальное оперение), киля и руля направления (вертикальное оперение). сверхзвуковых самолётов может не иметь рулей высоты и направления из-за их малой эффективности на высоких скоростях. Их функции выполняют управляемые (цельноповоротные) и стабилизатор. Конструкция оперения аналогична конструкции крыла и в большинстве случаев повторяет его форму. Наиболее распространено однокилевое оперение, но создаются самолёты с разнесённым вертикальным оперением (Су-27, МиГ-31). Известны случаи создания V-образного оперения, сочетающего функции киля и стабилизатора («Бонанза-35», США). Немало сверхзвуковых самолётов, особенно военных, не имеют стабилизаторов («Мираж-2000», Франция; «Вулкан», Великобритания; Ту-144).

Шасси служит для перемещения самолёта по аэродрому при рулёжке и по взлётной полосе при взлёте и посадке. Наиболее распространено колёсное шасси. Зимой на лёгких самолётах могут устанавливаться лыжи. У гидросамолётов вместо колёс на шасси крепятся поплавки-лодки. Во время полёта колёсные шасси, чтобы уменьшить воздуха, убирают в крыло или фюзеляж. Спортивные, учебные и прочие лёгкие самолёты часто строятся с неубирающимися шасси, которые проще и легче убирающихся. Современные реактивные самолёты имеют шасси с передней опорой под носовой частью фюзеляжа и двумя опорами в районе центра тяжести самолёта под фюзеляжем или крылом. Такое трёхопорное шасси обеспечивает более безопасное на повышенных скоростях и устойчивое движение самолёта при разбеге и пробеге во время посадки. Тяжёлые пассажирские самолёты оборудуют многоопорными и многоколёсными шасси для снижения нагрузок и давления на . Все шасси оснащены жидкостно-газовыми или жидкостными амортизаторами для смягчения ударов, возникающих при посадке самолёта и его движении по аэродрому. Для руления самолёта передняя опора имеет поворачивающееся . Управление движением самолёта на земле осуществляется раздельным торможением колёс основных опор.

Силовая установка самолёта включает авиационные двигатели (от 1 до 4), воздушные винты, воздухозаборники, реактивные сопла, системы топливоподачи, смазки, контроля и пр. Почти до кон. 1940-х гг. основным типом двигателя был поршневой двигатель внутреннего сгорания, приводивший во вращение . С кон. 1940-х гг. на самолётах военной и гражданской авиации стали применять газотурбинные реактивные двигатели – турбореактивные и турбовентиляторные. Двигатели устанавливают в носовой части фюзеляжа (в основном на винтомоторных самолётах), встраивают в крыло, подвешивают на пилонах под крылом, устанавливают над крылом (гл. обр. у гидросамолётов), помещают на хвостовой части фюзеляжа. На пассажирских тяжёлых самолётах предпочтение отдаётся хвостовому расположению двигателей, поскольку таким образом снижается шума в пассажирском салоне.

1 – ; 2 – кабина экипажа; 3 – туалеты; 4.18 – гардероб; 5.14 – грузовой ; 6 – багажный ; 7 – первый пассажирский салон на 66 мест; 8 – двигателя; 9 – ; 10 – вертикальная законцовка крыла; 11 – внешний ; 12 – внутренний закрылок; 13 – второй пассажирский салон на 234 места; 15 – грузы на поддонах в сетях; 16 – аварийный выход; 17 – грузы в сетях; 19 – киль; 20 – руль направления; 21 – руль высоты; 22 – ; 23 – стабилизатор; 24 – фюзеляж; 25 – ; 26 – основная опора шасси; 27 – ; 28 – топливные отсеки; 29 – крыла; 30 – буфет с лифтом на нижнюю палубу; 31 – грузовой пол со сферическими опорами; 32 – входная дверь; 33 – носовая опора шасси

Оборудование самолёта обеспечивает самолёта, безопасность полёта, создание условий, необходимых для жизнедеятельности членов экипажа и пассажиров. Самолётовождение обеспечивает пилотажно-навигационное, радиотехническое и радиолокационное оборудование. Для повышения безопасности полёта предназначены противопожарные средства, аварийно-спасательное и внешнее , противообледенительные и прочие системы. В состав систем жизнеобеспечения входят установки кондиционирования воздуха и наддува кабин, и др. Использование микропроцессорной техники в системах управления самолётом позволило сократить численность экипажей пассажирских и транспортных воздушных судов до 2–3 человек. Управление самолётом в полёте осуществляется с помощью рулей высоты и руля направления (на задних кромках стабилизаторов и киля) и элеронов, отклоняемых в противоположные стороны. Управляют рулями и элеронами лётчики из кабины экипажа. При рейсовых полётах по трассе управление самолётом передаётся автопилоту, который не только выдерживает направление полёта, но и контролирует работу двигателей, поддерживает заданный режим полёта.

Вооружение самолётов военной авиации определяется их назначением и тем, какие задачи они решают в боевых действиях. Военная имеет на вооружении крылатые ракеты класса « – поверхность» и ракеты «воздух – воздух», авиационные пушки и пулемёты, авиационные бомбы, авиационные морские мины и торпеды.

Энциклопедия «Техника». - М.: Росмэн . 2006 .

Самолет

(устаревшее - ) - тяжелее воздуха для полётов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу, и неподвижного крыла, на котором при движении в воздушной среде образуется аэродинамическая подъёмная сила. Неподвижность крыла, которая отличает С. от винтокрылых летательных аппаратов, имеющих «вращающееся крыло» (несущий винт), и от летательного аппарата с машущими крыльями (махолётов), в некоторой степени условна, так как в ряде конструкций С. крыло может изменять в полёте угол установки, и т. п. Концепция С., зародившаяся в конце XVIII - начале XIX вв. (Дж. Кейли) и предполагавшая осуществление полёта летательного аппарата с помощью разделённых по функциям движителя (воздушного винта) и несущей поверхности (крыла), в ходе развития летательной техники оказалась наиболее удачной по совокупности лётных характеристик и эксплуатационных качеств, и С. получил наибольшее распространение среди летательных аппаратов с различными принципами создания подъёмной силы и конструктивными способами их воплощения (см. также Авиация).
Классификация самолётов.
По назначению различают гражданские и военные С. К гражданским относятся пассажирские, грузовые и грузопассажирские, административные, спортивные, сельскохозяйственные и другие С. для народного хозяйства. Пассажирские С. подразделяются на магистральные самолёты и С. местных воздушных линий. Военные С. включают истребители (воздушного боя, истребители-бомбардировщики, истребители-перехватчики, многоцелевые), штурмовики, бомбардировщики (фронтовые, дальние, межконтинентальные), разведчики (тактические, оперативные, стратегические), военно-транспортные (лёгкие, средние, тяжёлые), противолодочные, С. боевого обеспечения (радиолокационного дозора и наведения, постановщики помех, воздушные пункты управления, заправщики топливом в полёте и др.). В состав военной и гражданской авиации входят учебные, учебно-тренировочные, санитарные, патрульные, поисково-спасательные. С. По типу движителя С. относят к винтовым или реактивным. В соответствии с типом двигателей С. часто называют поршневым, турбовинтовым, реактивным (в частности, ракетным), а по числу двигателей - например, двух-, трёх-, четырёхдвигательным. В зависимости от максимальной скорости полета С. подразделяют на дозвуковые ( полёта M(() 1) и гиперзвуковые (M(() > > 1; часто принимают M(() > > 4-5). По условиям базирования различают С. сухопутного базирования, корабельные С., гидросамолёты (летающие лодки или поплавковые) и С.-амфибии, а по требованиям к длине взлетно-посадочной полосы - С. вертикального, короткого и обычного взлёта и посадки. Различная способность к маневрированию (максимальное значение эксплуатационной перегрузки) отличает манёвренные, ограниченно манёвренные и неманёвренные С. По стадии освоения С. относят к экспериментальным, опытным и серийным, а по отличию от исходного образца - к модернизированным и модифицированным. С. с экипажем называют пилотируемыми, а без экипажа беспилотными. Для некоторых типов пилотируемых С. (истребителей, штурмовиков, учебных) часто указывают число членов экипажа (одно- или двухместный).
Многие названия С. определяются их конструктивным исполнением и аэродинамической схемой. По числу крыльев различают монопланы, бипланы (в том числе полуторапланы), трипланы и полипланы, а монопланы, в зависимости от расположения крыла относительно фюзеляжа, могут быть низкопланами, среднепланами и высокопланами. Моноплан без наружных подкрепляющих элементов крыла (подкосов) называется свободнонесущим, а с крылом, установленным на подкосах выше фюзеляжа, называется . С. с изменяемой в полёте стреловидностью крыла часто называют С. изменяемой геометрии, о зависимости от расположения оперения выделяют С. нормальной схемы (с хвостовым оперением), С. типа « » (горизонт, оперение отсутствует) и С. типа « » (с горизонтальным оперением, расположенным впереди крыла). По типу фюзеляжа С. может быть однофюзеляжным и двухбалочным, а С. без фюзеляжа называют «летающим крылом». С. с диаметром фюзеляжа более 5,5-6 м называют широкофюзеляжными. Свою классификацию имеют самолёты вертикального взлёта и посадки (с поворотными винтами, поворотным крылом, подъёмными или подъёмно-маршевыми двигателями и т. д.). Некоторые понятия классификации, такие, как, например, «лёгкий», «тяжёлый», «дальний» и т. п., являются условными, не всегда имеют строго очерченные границы и для С. различных типов (истребители, бомбардировщики, транспортные С.) могут соответствовать существенно отличающимся числовым значениям взлётной массы и дальности полёта.
Аэродинамика самолёта.
Подъёмная сила, поддерживающая С. в воздухе, образуется вследствие несимметричного обтекания крыла воздушным потоком, имеющего место при несимметричной форме профиля крыла, ориентации его под некоторым положительным углом атаки к потоку или под влиянием обоих этих факторов. В этих случаях скорость потока на верхней поверхности крыла больше, а давление (в соответствии с Бернулли уравнением) меньше, чем на нижней; вследствие этого создаётся разность давлений под крылом и над крылом и возникает подъёмная сила. Теоретические подходы к определению подъёмной силы профиля крыла (для идеальной несжимаемой жидкости) отражены в известной Жуковского теореме. Действующую на С. при его обтекании воздушным потоком полную аэродинамическую силу RA (её называют аэродинамической силой планёра) в скоростной системе координат можно представить в виде двух составляющих - аэродинамической подъёмной силы Ya и силы лобового сопротивления Xa (в общем случае возможно также наличие и боковой силы Za). Сила Ya определяется в основном подъёмными силами крыла и горизонт, оперения, а противоположно направленная по отношению к скорости полёта сила Xa обязана своим происхождением трению воздуха о поверхность С. (сопротивление трения), разности давлений, действующих на лобовые и кормовые части элементов С. (сопротивление давления, см. Профильное сопротивление, Донное сопротивление), и связанному с образованием подъёмной силы скосу потока за крылом (индуктивное сопротивление); кроме того, при больших скоростях полёта (около- и сверхзвуковых) добавляется , вызываемое образованием скачков уплотнения (см. Сопротивление аэродинамическое). Аэродинамическая сила планёра С. и её составляющие пропорциональны скоростному напору
q = V2/2
((() - плотность воздуха, V - скорость полёта) и некоторой характерной площади, в качестве которой обычно принимают S:
Ya = cyaqS,
Xa = cxaqS,
причём коэффициент пропорциональности (коэффициент подъёмной силы cya и коэффициент лобового сопротивления cxa) зависят в основном от геометрических форм частей С., ориентации его в потоке (угла атаки), Рейнольдса числа, а на больших скоростях и от числа M((). Аэродинамическое совершенство С. характеризуют отношением подъёмной силы к суммарной силе лобового сопротивления, называемой аэродинамическим качеством:
К = Ya/Xa = cya/cxa
В установившемся (V = const) горизонтальном полёте вес самолёта G уравновешивается подъёмной силой (Ya = G), а тяга Р силовой установки должна компенсировать лобовое сопротивление (P = Xa). Из получающегося соотношения G = KP следует, например, что реализация в конструкции С. более высокого значения К позволила бы при фиксированном значении G снизить для той же скорости полёта потребную тягу и, следовательно, а в некоторых других случаях (например, при том же значении Р) увеличить грузоподъёмность или на С. В ранний период (до начала 20-х гг.) С. имели грубые аэродинамические формы и значения аэродинамического качества у них были в пределах K = 4-7. На С. 30-х гг., имевших прямые крылья и скорость полёта 300-350 км/ч, были получены значения K = 13-15. Это было достигнуто в основном благодаря применению схемы свободнонесущего моноплана, усовершенствованных профилей крыла, фюзеляжей обтекаемой формы, закрытых кабин, жёсткой гладкой обшивки (взамен матерчатой или гофрированной металлической), уборке шасси, капотированию двигателей и т. д. При последующем создании более скоростных С. возможности повышения аэродинамического качества стали более ограниченными. Тем не менее на пассажирских С. 80-х гг. с большими дозвуковыми скоростями полёта и стреловидными крыльями максимальные значения аэродинамического качества составили K = 15-18. На сверхзвуковых С. для снижения волнового сопротивления применяют крылья тонкого профиля, с большой стреловидностью или др. формы в плане с малым удлинением. Однако у С. с такими крыльями на дозвуковых скоростях полёта меньше, чем у С. дозвуковых схем.
Конструкция самолёта.
Она должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, обладать необходимыми прочностью, жёсткостью, живучестью, выносливостью (сопротивлением усталости), быть технологичной в производстве и обслуживании, иметь минимальную массу (это один из основных критериев совершенства С.). В общем случае С. состоит из следующих основных частей: крыла, фюзеляжа, оперения, шасси (все это вместе называют планёром С.), силовой установки, бортового оборудования; военные С. имеют также .
Крыло является основной несущей поверхностью С., а также обеспечивает его поперечную устойчивость. На крыле располагаются средства его механизации (закрылки, предкрылки и др.), органы управления (элероны , элевоны, интерцепторы), а при некоторых компоновках С. закрепляются также опоры шасси и устанавливаются двигатели. состоит из каркаса с продольным (лонжероны, стрингеры) и поперечным (нервюры) силовым набором и обшивки. Внутренний объём крыла используется для размещения топлива, различных агрегатов, коммуникаций и т. д. Важнейшими моментами в развитии С., связанными с конструкцией крыла, были завершившийся в 30-х гг. переход от схемы биплана к свободнонесущему моноплану и начавшийся в конце 40-х-начале 50-х гг. переход от прямого крыла к стреловидному. На тяжёлых С. с большой дальностью полёта, для которых важным является увеличение аэродинамического качества, схема моноплана позволила увеличить в этих целях , а для более энерговооруженных С. (истребителей) - использовать уменьшение площади крыла и лобового сопротивления для повышения скорости полёта. Создание свободнонесущих монопланов стало возможным благодаря успехам в строительной механике конструкции и профилировке крыла, а также применению высокопрочных материалов. Применение стреловидного крыла позволило реализовать потенциальные возможности дальнейшего увеличения скорости полёта при использовании газотурбинных двигателей. При достижении некоторой скорости полёта (критического числа М(()) на крыле образуются местные сверхзвуковые зоны со скачками уплотнения, что приводит к появлению волнового сопротивления. Для стреловидного крыла вследствие скольжения принципа возникновение таких неблагоприятных явлений отодвигается в область более высоких скоростей полёта (критическое число М(() больше, чем у прямого крыла); а при сверхзвуковом обтекании интенсивность образующихся скачков уплотнения более слабая. () крыла дозвукового С. обычно составляет 20-35(°), а у сверхзвукового С. достигает 40-60(°).
В 50-80-х гг. создано большое число С. различных типов с турбовинтовыми двигателями и турбореактивными двигателями, различающихся скоростью и профилем полёта, манёвренностью и другими свойствами. Соответственно этому на них нашли применение крылья, разнообразные по форме в плане, удлинению, относительной толщине, конструктивно-силовой схеме и т. д. Наряду со стреловидным широкое распространение получило треугольное крыло, сочетающее в себе благоприятные для больших сверхзвуковых скоростей полёта свойства большой стреловидности (() 55-70°), малого удлинения и малой относительной толщины профиля. В связи с возникшей необходимостью обеспечить для некоторых типов С. высокие аэродинамические характеристики в широком диапазоне скоростей полёта были созданы самолёты с крылом изменяемой в полёте стреловидности (()) 15-70°), на которых реализуются достоинства прямого крыла сравнительно большого удлинения (взлётно-посадочные режимы и на дозвуковых скоростях) и крыла большой стреловидности (полёт на сверхзвуковых скоростях). Разновидность этой схемы - цельноповоротное . На манёвренных С. нашло применение крыло с переменной стреловидностью по передней кромке, включающее трапециевидную часть с умеренной стреловидностью и корневые наплывы крыла большой стреловидности, которые улучшают несущие свойства крыла на больших углах атаки. Схема С. с крылом обратной стреловидности (КОС) не получила широкого распространения из-за аэроупругой неустойчивости (дивергенции) крыла при повышенных скоростях полёта. Появление композиционных материалов открыло возможности устранить этот недостаток путём обеспечения необходимой жёсткости крыла без заметного утяжеления конструкции, и КОС, обладающее благоприятными аэродинамическими характеристиками на больших углах атаки, стало в конце 70-х и в 80-х гг. объектом широких теоретических и экспериментальных исследований. С. различного скоростного диапазона отличаются удлинением крыла
(() = 12/S (l - размах крыла).
Для повышения аэродинамического качества увеличивают (), для снижения волнового сопротивления - уменьшают. Если удлинение дозвуковых стреловидных крыльев составляет обычно (-) = 7-8 для пассажирских и транспортных С. и () = 4-4,5 для истребителей, то у сверхзвуковых истребителей () = 2-3,5. Для обеспечения необходимой поперечной устойчивости С. консоли крыла устанавливаются (при виде спереди) под некоторым углом к горизонтальной плоскости (так называемое поперечное V крыла). Улучшение аэродинамических характеристик крыла во многом обязано совершенствованию его профиля. На различных этапах развития С. выбор профиля крыла определялся аэродинамическими или конструктивными требованиями и уровнем научных знаний. Плоское крыло встречалось в ранних проектах С., однако все первые летавшие С. уже имели профилированные крылья. Для получения большей подъёмной силы сначала применялись тонкие изогнутые крылья (С. раннего периода), а позднее - крылья с толстым профилем (свободнонесущие монопланы 20-х гг.). По мере увеличения скорости полёта использовались менее изогнутые и более тонкие профили. В конце 30-х гг. велись работы по так называемым ламинарным профилям малого сопротивления, однако большого распространения они не получили, так как обеспечение ламинарного обтекания предъявляло высокие требования к качеству отделки и чистоте поверхности крыла. В 70-х гг. для дозвуковых С. разработаны сверхкритические профили, позволяющие повысить значение критического числа М((). На С. с большой сверхзвуковой скоростью полёта для снижения волнового сопротивления применяются крылья с малой относительной толщиной профиля ((c) = 2-6%) и острой передней кромкой. Геометрические параметры крыла переменны вдоль его размаха: оно имеет сужение, значения с уменьшаются к концам крыла, используется аэродинамическая и геометрическая и т. п.
Важная характеристика С. - , равная
G/S = cyyV2/2.
На всех этапах развития С. она возрастала - на быстроходных С. вследствие уменьшения площади крыла в целях снижения сопротивления и повышения скорости полёта, а на тяжёлых С. из-за опережающего роста массы С. При увеличении удельной нагрузки на крыло соответственно увеличивается скорость на взлёте и посадке, возрастает потребная длина взлетно-посадочной полосы, а также усложняется пилотирование С. на посадке. Снижение скорости отрыва и посадочной скорости обеспечивается механизацией крыла, позволяющей при отклонении щитков и закрылков увеличить максимальные значения коэффициента cy, а для некоторых конструкций - также площадь несущей поверхности. Устройства механизации крыла начали разрабатываться в 20-х гг., а широкое распространение получили с 30-х гг. Сначала применялись простые и закрылки, позднее появились выдвижные и щелевые закрылки (в том числе двух- и трёхщелевые). Некоторые виды механизации крыла (предкрылки и др.) применяются также в полёте, при маневрировании С. Идея согласования формы профиля крыла с режимом полёта лежит в основе адаптивного крыла, В 50-х гг. для увеличения подъёмной силы крыла на малых скоростях полёта стало использоваться , в частности сдув пограничного слоя посредством выдувания отбираемого от двигателя воздуха на верхние поверхности носков крыла и закрылков. В 70-х гг. стали создаваться самолёты короткого взлёта и посадки (СКВП) с так называемой энергетической механизацией крыла, основанной на использовании энергии двигателя для увеличения подъёмной силы посредством обдувания крыла или закрылков реактивной струёй двигателей.
Фюзеляж служит для объединения в одно целое различных частей С. (крыла, оперения и др.), для размещения кабины экипажа, агрегатов и систем бортового оборудования, а также, в зависимости от типа и конструктивной схемы С., пассажирских салонов и грузовых кабин, двигателей, отсеков вооружения и шасси, топливных баков и т. д. На ранних этапах развития С. его крыло соединялось с оперением с помощью открытой фермы или ферменного фюзеляжа коробчатой формы, закрытого полотняной или жёсткой обшивкой. На смену ферменным фюзеляжам пришли так называемые балочные фюзеляжи с различными сочетаниями силового набора - продольного (лонжероны, стрингеры) и поперечного (шпангоуты) и «работающей» обшивкой. Такая конструкция позволила придавать фюзеляжу различные хорошо обтекаемые формы. Длительное время преобладали открытая или защищённая передним козырьком кабины экипажа, а на тяжёлых С. их вписывали в обводы фюзеляжа. С ростом скорости полёта кабины лёгких С. стали закрывать обтекаемым фонарём. Выполнение полётов на больших высотах потребовало создания герметичных кабин (на боевых и на пассажирских С.) с обеспечением в них параметров воздуха, необходимых для нормальной жизнедеятельности человека. На современных С. получили распространение различные формы поперечного сечения фюзеляжа - круглая, овальная, в виде пересечения двух окружностей и др. На фюзеляже с поперечным сечением, близким к прямоугольному, и со специально спрофилированным днищем можно получить некоторую дополнит, подъёмную силу (несущий фюзеляж). Площадь мигделевого сечения фюзеляжа лёгких С. определяется размерами кабины экипажа или габаритами двигателей (при установке их в фюзеляже), а на тяжёлых С. - размерами пассажирской или грузовой кабины, отсеков вооружения и т. п. Создание во второй половине 60-х гг. широкофюзеляжных С. с диаметром около 6 м позволило значительно повысить грузоподъёмность и пассажировместимость. Длина фюзеляжа определяется не только условием размещения перевозимой нагрузки, топлива, оборудования, но также требованиями, связанными с устойчивостью и управляемостью С. (обеспечение необходимого положения центра тяжести и расстояния от него до оперения). Для снижения волнового сопротивления фюзеляжи сверхзвуковых С. имеют большое удлинение, заострённую носовую часть, а иногда в зоне сопряжения с крылом фюзеляж «поджат» (при виде сверху) в соответствии с так называемым площадей правилом. Большинство С. выполнено по однофюзеляжной схеме. Двухбалочные С. строились сравнительно редко, ещё реже - бесфюзеляжные С.
Оперение обеспечивает продольную и путевую устойчивость, балансировку и управляемость С. Большинство созданных С., особенно дозвуковых, имело нормальную схему, то есть с хвостовым оперением, состоящим обычно из неподвижных и отклоняемых (управляющих) поверхностей: стабилизатор и руль высоты образуют (ГО), а киль и руль направления - (ВО). По конструктивно-силовой схеме оперение аналогично крылу, причём на скоростных С. ВО и ГО, как и крыло, выполняются стреловидными. На тяжёлых дозвуковых С. для облегчения балансировки стабилизатор иногда делают переставным, то есть с изменяемым углом установки в полёте. На сверхзвуковых скоростях полёта эффективность рулей уменьшается, поэтому на сверхзвуковых С. стабилизатор и киль могут быть управляемыми, в том числе цельноповоротными (ГО и ВО без рулей). Наиболее распространено однокилевое оперение, но создаются также С. с разнесенным ВО. Известна конструкция V-образного оперения, выполняющего функции ГО и ВО. Достаточно большое число С., особенно сверхзвуковых выполнено по схеме «бесхвостка» (ГО отсутствует). По схеме «утка» (с передним ГО) построено небольшое число С. однако она продолжает привлекать к себе внимание, в частности, благодаря преимуществу, состоящему в использовании для балансировки С. положительной подъёмной силы, создаваемой передним ГО.
Шасси служит для перемещения С. по аэродрому (при рулёжке, взлёте и посадке), а также для смягчения ударов, возникающих при посадке и движении С. Наиболее распространено колёсное шасси, однако на лёгких С. в зимних условиях иногда применяется лыжное шасси. Предпринимались попытки создания гусеничного шасси, оказавшегося слишком тяжёлым. Необходимая мореходность и устойчивость на воде гидросамолётов обеспечиваются поплавками или лодкой-фюзеляжем. Сопротивление шасси может достигать 40% лобового сопротивления С., поэтому в начале 40-х гг. для повышения скорости полета стали широко применять убирающееся шасси. В зависимости от конструкции фюзеляжа С. шасси убирается в крыло, фюзеляж, гондолы двигателей. С. с малой скоростью полета иногда строятся с неубирающимся шасси, которое легче и проще по конструкции. Для обеспечения устойчивого положения С. на земле его шасси включает не менее трёх опор. Ранее в основном применялось трёхопорное шасси с низкой хвостовой опорой, а реактивные С. оборудуются шасси с передней опорой, обеспечивающим более безопасное приземление на повышенных скоростях и устойчивое движение С. на разбеге и пробеге. Кроме того, горизонтальное положение фюзеляжа (при передней опоре) способствует снижению воздействия реактивной струи двигателей на аэродромное покрытие. На ряде С. применено с двумя основными опорами вдоль фюзеляжа и вспомогательными опорами на концах крыла. Одно из преимуществ такой схемы состоит в отсутствии на крыле гондол для уборки шасси, ухудшающих аэродинамические характеристики крыла. На тяжёлом бомбардировщике М-4 было применено «вздыбливание» передней стойки велосипедного шасси на взлёте, что увеличивало С. и сокращало длину разбега. Опора шасси обычно включает в себя стойку, жидкостно-газовый или жидкостный , подкосы, механизмы уборки-выпуска и колёса. Колёса основных опор, а иногда и передних опор оборудуются тормозами, которые используются для сокращения длины пробега после посадки С., а также для удержания С. на месте при работающих двигателях (перед разбегом на взлёте, при опробовании двигателей и т. п.). Для обеспечения руления С. передняя опора имеет ориентирующееся колесо. Управление движением С. на земле при малых скоростях обеспечивается раздельным торможением колёс основных опор, а также созданием несимметричной тяги двигателей. Когда такой способ малоэффективен или невозможен (велосипедное шасси , однодвигательная компоновка в сочетании с малой колеёй шасси и т. п.), передняя опора выполняется управляемой. Тяжёлые пассажирские и транспортные С. оборудуются многоопорными и многоколёсными шасси для снижения нагрузок и давлений на аэродромное покрытие. На расширение возможностей базирования С. направлен поиск новых, в частности неконтактных, взлётно-посадочных устройств (например, шасси на воздушной подушке).
Силовая установка самолета.
Создаёт необходимую тягу во всём диапазоне эксплуатационных условий и включает двигатели (см. Двигатель авиационный), воздушные винты, воздухозаборники, реактивные сопла, системы топливопитания, смазки, контроля и регулирования и др. Почти до конца 40-х гг. основным типом двигателя для С. был поршневой с воздушным или жидкостным охлаждением. Важные этапы в развитии силовых установок с поршневыми двигателями - создание винтов изменяемого шага (эффективных в широком диапазоне полётных режимов); повышение литровой мощности благодаря увеличению степени сжатия, что стало возможным после существенного повышения антидетонационных свойств авиационного бензина; обеспечение необходимой мощности двигателей на высоте путём их наддува с помощью специальных нагнетателей. На снижение аэродинамического сопротивления силовой установки было направлено закрытие звездообразных поршневых двигателей воздушного охлаждения кольцевыми профилирующими капотами, а также уборка радиаторов поршневых двигателей жидкостного охлаждения в тоннели крыла или фюзеляжа. Мощность авиационного поршневого двигателя была доведена до 3160 кВт, а скорость полёта С. с поршневым двигателем - до 700-750 км/ч. Однако дальнейшему росту скорости препятствовали резкое возрастание аэродинамического сопротивления самолёта и снижение КПД воздушного винта вследствие увеличивающегося влияния сжимаемости воздуха и связанный с этим рост потребной мощности двигателя, в то время как возможности уменьшения его массы и размеров были уже исчерпаны. Это обстоятельство стимулировало разработку и внедрение более лёгких и мощных газотурбинных двигателей (турбореактивных двигателей и турбовинтовых двигателей).
На боевых С. получили распространение турбореактивные двигатели, а на пассажирских и транспортных - турбовинтовые двигатели и турбореактивные двигатели. Ракетные двигатели (жидкостные ракетные двигатели) не получили широкого распространения из-за малой располагаемой продолжительности полёта (на борту С. необходимо иметь не только , но и окислитель), хотя они применялись на ряде экспериментальных С., на которых были достигнуты рекордные скорости полёта. Тяговые, экономические и авиационных газотурбинных двигателей непрерывно совершенствовались путём повышения параметров рабочего процесса двигателя, применения новых материалов, конструктивных решений и технологических процессов. Повышение скоростей полёта вплоть до больших сверхзвуковых (M(() = 3) было достигнуто при использовании турбореактивных двигателей, оснащённых форсажной камерой, позволяющей значительно (на 50% и более) увеличить тягу двигателя. На экспериментальных С. испытывались силовые установки, состоящие только из прямоточного воздушно-реактивных двигателей (старт с С.-носителя), а также комбинированные установки ( + прямоточный воздушно-реактивный двигатель). Силовые установки с прямоточного воздушно-реактивного двигателя обеспечивают дальнейшее расширение скоростного диапазона применения С. (см. Гиперзвуковой самолёт). На дозвуковых пассажирских и транспортных С. нашли применение экономичные турбореактивные двухконтурные двигатели сначала с малой, а позднее (в 60-70-х гг.) с большой степенью двухконтурности. Удельных расход топлива на сверхзвуковом С. достигает 0,2 кг/(Нкч) на полётных форсажных режимах, у дозвуковых С. на крейсерских режимах полёта доведён до 0,22-0,3 кг/(кВт ч) для турбовинтовых двигателей и 0,07-0,058 кг/(Н ч) для турбореактивных двухконтурных двигателей. Создание высоконагруженных воздушных винтов, сохраняющих высокий кпд до больших скоростей полёта (M(() 0,8), положено в основу разработки турбовинтовентиляторных двигателей, которые на 15-20% экономичнее турбореактивных двухконтурных двигателей. Двигатели пассажирского С. оборудуются устройствами реверсирования тяги на посадке для сокращения длины пробега и выполняются малошумными (см. Нормы шума). Число двигателей в силовой установке зависит главным образом от назначения С., его основных параметров и требований к лётным характеристикам. Суммарная мощность (тяга) силовой установки, определяемая необходимой стартовой энерговооружённостью (тяговооружённостью) С., выбирается исходя из условий непревышения заданной длины разбега при взлёте, обеспечения набора высоты при отказе одного двигателя, достижения максимальной скорости полёта при заданной высоте и т. д. Тяговооружённость современного сверхзвукового истребителей достигает 1,2, у дозвукового пассажирского С. обычно находится в пределах 0,22-0,35. Существуют различные варианты размещения двигателей на С. Поршневые двигатели обычно устанавливались на крыле и в носовой части фюзеляжа. Аналогично располагают двигатели на турбовинтовых С. На реактивных С. компоновочные решения более разнообразны. На лёгких боевых С. один или два турбореактивных двигателя обычно устанавливают в фюзеляже. На тяжёлых реактивных С. практиковалось размещение двигателей в корневой части крыла, но большее распространение получила схема подвески двигателей на пилонах под крылом. На пассажирском С. двигатели (2, 3 или 4) часто размещают на хвостовой части фюзеляжа, причём в трёхдвигательном варианте один двигатель помещают внутрь фюзеляжа, а его - в корневую часть киля. К преимуществам таких компоновок относятся снижение шума в пассажирской кабине, повышение аэродинамического качества за счёт «чистого» крыла. Трёхдвигательные варианты пассажирских С. выполняются также по схеме с двумя двигателями на пилонах под крылом и одним в хвостовой части фюзеляжа. На некоторых сверхзвуковых С. мотогондолы располагаются непосредственно на нижней поверхности крыла, при этом специальная профилировка внешних обводов гондол позволяет использовать систему образующихся скачков уплотнения (повышение давления) для получения дополнительной подъёмной силы на крыле. Установка двигателей сверху крыла применяется в схемах самолета короткого взлета и посадки с обдувом верхней поверхности крыла.
В авиационных двигателях используется жидкое - бензин в поршневых двигателях и так называемое (типа керосина) в газотурбинных двигателях (см. Топливо авиационное). В связи с истощением природных запасов нефти могут найти применение синтетические топлива, криогенные топлива (в 1988 в СССР создан экспериментальный самолёт Ту-155, использующий в качестве топлива и сжиженный газ), а также авиационные ядерные силовые установки. Создан ряд лёгких экспериментальных С., использующих энергию солнечных батарей (см. Солнечный самолёт), из которых наиболее известен «Солар » (США); на нём в 1981 был совершён перелёт Париж - Лондон. Продолжаются постройки демонстрационных С. с мускульным приводом воздушного винта (см. Мускулолёт). В 1988 дальность полёта на мускулолёте достигла около 120 км при скорости свыше 30 км/ч.
Оборудование самолёта.
Обеспечивает пилотирование С., безопасность полёта, создание необходимых условий для жизнедеятельности чл. экипажа и пассажиров и выполнение задач, связанных с назначением С. Для самолётовождения используется пилотажно-навигационное, радиотехническое и радиолокационное оборудование. Для повышения безопасности полёта предназначены противопожарное, аварийно-спасательное, внешнее светотехническое оборудование, противообледенительные и другие системы. В состав системы жизнеобеспечения входят системы кондиционирования воздуха и наддува кабин, кислородное оборудование. Энергопитание систем и агрегатов С. обеспечивают системы электроснабжения, гидравлические и пневматические системы. Целевое оборудование определяется типом С. К нему, например, относятся агрегаты распыления химикатов на сельскохозяйственных С., бытовое оборудование пассажирских С., обзорно-прицельные системы боевых С., разведывательное, противолодочное, десантно-транспортное, поисково-спасательное оборудование, средства радиолокационного дозора и наведения, радиоэлектронной борьбы и т. д. (приборы, индикаторы, сигнализаторы) обеспечивает экипаж информацией, необходимой для выполнения полётного задания, контроля работы силовой установки и бортового оборудования. На ранних этапах развития С. оборудовались небольшим числом приборов, контролирующих основные параметры полёта (высоту, курс , крен, скорость) и частоту вращения вала двигателя, и могли совершать полёты в условиях визуальной видимости горизонта и наземных ориентиров. Расширение практического использования С., увеличение дальности и высоты полёта требовали создания бортового оборудования, позволяющего выполнять длительные полёты днём и ночью, в сложных метеорологических и гёографических условиях. В первой половине 30-х гг. были созданы гироскопические средства (авиагоризонт , гирополукомпас), обеспечившие при полёте в облаках, тумане, ночью, а также начали использоваться автопилоты, освободившие лётчика от утомительной работы по поддержанию заданного режима полёта на дальних маршрутах. В конце 20-х гг. начали внедряться самолётные приёмопередающие радиостанции. В 30-х гг. бортовые и наземные радиотехнические средства (радиокомпасы, радиопеленгаторы, радиомаяки, радиомаркёры) стали применяться для определения направления полёта, местонахождения С., а также в первых системах захода на посадку по приборам. Во Вторую мировую войну на боевых С. были применены радиолокаторы, которые использовались для обнаружения целей и навигации. В послевоенное годы значительно расширены функциональные возможности самолётного оборудования, повышены его и точность. Пилотажно-навигационное оборудование создаётся на основе использования разнообразных средств: комбинированных систем определения воздушно-скоростных параметров, доплеровских измерителей путевой скорости и угла сноса, курсовых систем с магнитными, гироскопическим и астрономическими датчиками, радиотехнических систем ближней и дальней навигации, высокоточных инерциальных систем, радиолокационных визиров для уточнения местоположения С. и определения метеорологической обстановки и т. д. Нашли применение более точные системы инструментального (по приборам) захода на посадку, а затем системы автоматической посадки. Для обработки информации и автоматизированного управления работой различных систем С. служат бортовые ЦВМ. На боевых С. бортовые радиолокационные станции широко используются в обзорно-прицельных системах для обнаружения воздушных и наземных целей и наведения на них управляемых ракет. В этих же целях применяются оптико-электронные системы, включающие теплопеленгаторы, лазерные локаторы и т. п. Возросла информативность средств индикации. Расширяется применение экранных индикаторов, а также индикаторов на лобовом стекле. Последние позволяют лётчику видеть проецируемую перед ним необходимую информацию, не отвлекаясь от обзора внекабинного пространства на ответственных режимах полёта. Экспериментально отрабатывались (конце 80-х гг.) экспертные системы помощи экипажу на основе искусственного интеллекта и системы речевого управления. На современных С. компоновка кабины экипажа, выбор оптимального состава и расположение средств отображения информации, пультов управления и т. п. производятся с учётом требований авиационной эргономики.
Вооружение.
Вооружение военных С. предназначено для поражения живой силы, воздушных, наземных, морских (подводных и надводных) целей и включает (в зависимости от назначения С.) пулемётно-пушечное, бомбардировочное, минно-торпедное, ракетное вооружение. При этом стрелковое и ракетное вооружение может быть наступательным или служить для обороны от истребителей противника (например, на бомбардировщиках, военно-транспортных С.). Становление основных боевых С. (истребителей и бомбардировщиков) относится к периоду Первой мировой войны. Первоначально использовались обычные (армейские) пулемёты. Важным явилось применение синхронизатора, позволяющего вести стрельбу через плоскость вращения воздушного винта. Истребители вооружались неподвижно закреплёнными синхронными пулемётами, а на бомбардировщиках пулемёты устанавливались на поворотных устройствах для организации круговой обороны. Родоначальником бомбардировочной авиации стал самолёт « » (1913). Его бомбовая нагрузка достигала 500 кг. В период между двумя мировыми войнами было создано специальное пулемётно-пушечное вооружение, отвечающее требованиям авиационного применения (малая масса и габариты, высокая , малая отдача, дистанционное управление стрельбой и перезарядкой и т. п.). Новым видом вооружения явились созданные в 30-х гг. неуправляемые . Вторая мировая война наглядно продемонстрировала большую роль С. как средства вооруженной борьбы. В первой половине 50-х гг. появились С., вооружённые управляемыми ракетами. Основу ракетного вооружения современные С. составляют управляемые ракеты классов «воздух - воздух» и «воздух - поверхность» с различной дальностью стрельбы и разнообразными методами наведения. Дальность пуска достигает 300 км у ракет «воздух - воздух» и у тактических ракет «воздух - поверхность» (см. Ракета авиационная).
В начале 80-х гг. бомбардировщики стали вооружаться стратегическими крылатыми ракетами «воздух - поверхность» с дальностью пуска до 2500 км. На лёгких С. ракеты подвешиваются на наружных держателях, а на тяжёлых могут размещаться и внутри фюзеляжа (в том числе на вращающихся барабанах).
Конструкционные материалы.
Основным материалом для изготовления каркаса большинства первых С. служила древесина, в качестве обшивки применялись ткани (например, перкаль) и , а металл использовался только для соединения различных узлов С., в шасси и в двигателях. В 1912-1915 были построены первые цельнометаллические С. В начале 20-х гг. получили широкое распространение , которые на долгие годы стали основным конструкционным материалом в самолётостроении, благодаря сочетанию важных для летательных аппаратов свойств высокой прочности и малого веса. В сильно нагруженных элементах конструкции (например, в шасси) использовались более прочные стали. Длительное время (вплоть до Второй мировой войны) создавались также С. смешанной (деревянно-металлической) конструкции. С ростом скорости полёта требования к конструкционным материалам возросли из-за повышенной (вследствие аэродинамического нагревания) рабочей температуры элементов конструкции. Она близка к температуре торможения воздуха, которая зависит от скорости полёта и определяется соотношением
T0 T(1 + 0,2M(()2),
где T - температура воздуха. При полете в нижней стратосфере (T = 216,65 К) числам M(() = 1, M(() = 2 и M(() = 3 будут соответствовать значения температуры торможения воздушного потока 260, 390, 607 К (или - 13, 117, 334(-)С). В конструкции самолётов с максимальной скоростью полёта, соответствующей числам M(() = 2-2,2, преобладают алюминиевые сплавы. При более высоких скоростях начинают использоваться и специальные стали. Освоение гиперзвуковых скоростей полёта требует применения жаропрочных сплавов, «горячих», теплозащищённых или охлаждаемых конструкций (например, с помощью жидководородного топлива, обладающего большим хладоресурсом). С 70-х гг. во вспомогательных конструкциях С. стали использовать , обладающие высокими характеристиками удельной прочности и жёсткости. Изготовление из них силовых элементов позволит существенно повысить весовое совершенство конструкции С. В 80-х гг. был создан ряд лёгких С., практически полностью изготовленных из композиционных материалов. В их числе рекордный самолёт « », на котором в 1986 выполнен беспосадочный кругосветный перелёт без дозаправки топливом в полёте.
Управление самолётом.
Было опробовано много схем и компоновок С., прежде чем он стал устойчивым и хорошо управляемым в полёте. Устойчивость и управляемость С. в широком диапазоне эксплуатационных условии обеспечивается соответствующим выбором геометрических параметров крыла, оперения, органов управления и его центровки, а также автоматизацией управления. Для поддержания заданного режима полёта и изменения траектории движения С. служат управляющие повети (рули управления), которые в традиционном случае включают руль высоты, руль направления и противоположно отклоняемые (см. также Органы управления). Управление осуществляется путём изменения аэродинамических сил и моментов при отклонении этих поверхностей. Для отклонения рулей управления перемещает установленные в кабине - ручку (или штурвал) управления и педали. С помощью ручки управления отклоняются руль высоты (продольное управление) и элероны (поперечное управление), а с помощью педалей - руль направления (путевое управление). связаны с рулями гибкой (тросовой) или жёсткой проводкой управления. На многих типах С. рычагами управления оборудованы рабочие места двух членов экипажа. Для уменьшения усилий на рычагах управления, необходимых для отклонения рулей, применяют различные виды компенсации возникающего на них шарнирного момента. На установившихся режимах полёта могут потребоваться отклонения рулей для балансировки С. В этом случае для компенсаций шарнирного момента используют вспомогательные рулевые поверхности - триммеры. При больших шарнирных моментах (на тяжёлых или сверхзвуковых С.) для отклонения рулей используют гидравлические рулевые приводы. В 70-х гг. нашла применение так называемая (ЭДСУ). На С. с ЭДСУ механическая проводка управления отсутствует (или является резервной), а передача сигналов от командных рычагов на исполнительные механизмы отклонения рулей осуществляется по электрокоммуникациям. ЭДСУ имеет меньшую массу и позволяет повысить надёжность путём резервирования линий связи. Электродистанционные системы применяются также в системах управления нового типа, основанных на использовании чувствительных датчиков, вычислительной техники и быстродействующих приводов. К ним относятся системы, позволяющие управлять статически неустойчивым С. (такие аэродинамических компоновки дают выигрыш в аэродинамических и весовых характеристиках), а также системы, предназначенные для снижения нагрузок, действующих на С. при маневрировании или в полёте в турбулентной атмосфере, для подавления флаттера и т. д. (см. Активные системы управления). Новые системы управления открывают возможности реализации необычных форм движения С. в вертикальной и горизонтальной, плоскостях благодаря непосредственному управлению подъёмной и боковой силами (без переходных процессов, связанных с предварительным изменением углового положения С. при традиционном управлении), что повышает быстродействие управления и точность пилотирования. В 80-х гг. созданы экспериментальные системы дистанционного управления с использованием волоконно-оптических каналов связи.
Эксплуатация самолёта.
Для подготовки С. к полёту и осуществления взлёта и посадки необходимы специально оборудованные аэродромы. В зависимости от взлётной массы, типа шасси и взлётно-посадочных характеристик С. может эксплуатироваться с аэродромов с естественный, искусственным покрытием и с различной длиной взлетно-посадочной полосы. Грунтовые аэродромы используются главным образом для С. местных воздушных линий, сельскохозяйственных С., боевых С. передового базирования (истребителей, штурмовиков и т. п.), а также военно-транспортных и грузовых С., имеющих шасси высокой проходимости (с малой удельной нагрузкой на грунт) и мощную механизацию крыла. Для некоторых типов С. (тяжёлых бомбардировщиков, магистральных пассажирских С. и др.) требуются бетонированные аэродромы, причём необходимая длина взлётной полосы может достигать 3000-4500 м. Подготовка С. к полету включает в себя проверку исправности систем и оборудования, заправку топливом, загрузку С., подвеску бомбардировочного и ракетного вооружения и т. п. Полёты пассажирских С. контролируются наземными службами УВД и совершаются по специально установленным воздушным трассам с необходимым эшелонированием. С. многих типов способны выполнять автономный полет. Экипаж С. по численности состава и функциям его членов разнообразен и определяется типом С. Кроме одного или двух пилотов в него могут входить штурман, бортинженер, бортрадист, стрелки и операторы бортового оборудования, бортпроводники (на пассажирских С.) Наибольшую численность экипажа имеют С., оснащённые специальным радиоэлектронным оборудованием (до 10-12 человек на противолодочных С., до 14-17 человек на С. дальнего радиолокационного обнаружения). Экипажам военных С. обеспечивается возможность аварийного покидания С. с помощью парашюта или посредством катапультирования. На некоторых типах С. для защиты членов экипажа от воздействия неблагоприятных факторов полёта применяется защитное снаряжение, например высотно-компенсирующие и противоперегрузочные костюмы и т. п. (см. Высотное снаряжение). обеспечивается комплексом разнообразных мероприятий, в том числе: надлежащим нормированием прочности и надёжности конструкции С. и его составных частей; оснащением С. специальными системами и оборудованием, повышающими надёжность его лётной эксплуатации; резервированием жизненно важных систем; выполнением необходимых лабораторных и стендовых испытаний систем и агрегатов, включая испытания натурных конструкций С. на прочность и усталость; проведением лётных испытаний на проверку соответствия С. техническим требованиям и Нормам лётной годности; тщательным техническим контролем в процессе производства; специальным отбором и высоким уровнем профессиональной подготовки лётного состава; разветвлённой сетью наземных служб УВД; систематическим проведением в процессе эксплуатации профилактических (регламентных) работ с углублённым контролем технического состояния двигателей, систем и агрегатов, заменой их в связи с выработкой установленного ресурса и т. п. - сущ., м., употр. часто Морфология: (нет) чего? самолёта, чему? самолёту, (вижу) что? самолёт, чем? самолётом, о чём? о самолёте; мн. что? самолёты, (нет) чего? самолётов, чему? самолётам, (вижу) что? самолёты, чем? самолётами, о чём? о самолётах… … Толковый словарь Дмитриева

Самолёт, самолёты, самолёта, самолётов, самолёту, самолётам, самолёт, самолёты, самолётом, самолётами, самолёте, самолётах (

Несмотря на разнообразие типов, все самолеты имеют одни и те же основные агрегаты *, выполняющие аналогичные функции. К таким агрегатам относятся: крыло, фюзеляж, горизонтальное и вертикальное оперение, шасси и силовая установка (рис. 1.2).

Рнс. 1.2. Основные агрегаты самолета:
фюзелям: 1—фюзеляж: 2—-обтекатель радиолокатора; 3—фонарь кабины экипажа: крыло: 4— центроплан; 5—отъемная часть крыла (ОЧК): 6— предкрылки; 7—э лерои:
5—-триммер элерона; 9— закрылки; 10—интерцепторы; вертикальное оперение: ll—КИЛЬ; 12— руль направления; 13—триммер руля направления; горизонтальное оперение: 14—стабилизатор: 15- руль высоты; 16—триммер руля высоты; шас-си: 17— передняя йога шасси; 18—главная нога шасси; 19—гондола шасси; силовая установка: 20—гоидола двигателя; 21—воздухозаборник

Рассмотрим назначение каждого из этих агрегатов и приведем необходимые сведения о них.
Крыло создает подъемную силу при движении самолета в воздухе. Вес конструкции крыла составляет примерно 10—14% взлетного веса самолета.
Кроме подъемной силы, крыло обеспечивает поперечную устойчивость самолета и несет на себе органы поперечного управления — элероны. К крылу часто крепятся двигатели, главные ноги шасси, подвесные топливные баки и вооружение, внутри крыла обычно размещается топливо. Крыло представляет балку сложной конструкции, нагруженную аэродинамическими силами и сосредоточенными грузами.
Самолеты с одним крылом (одной несущей плоскостью) называются монопланами (см. рис. 1.2), с двумя крыльями, расположенными друг над другом, — бипланами (рис. 1.3).
Крылья современных самолетов снабжаются закрылками, пред-крылками и другими устройствами (см. рис. 1.2), служащими для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета. Эти устройства принято называть средствами механизации крыла.
Фюзеляж, или корпус самолета, служит для размещения экипажа, пассажиров, грузов, иногда двигателей, передней ноги шасси и для соединения основных частей самолета в одно целое. Вес конструкции фюзеляжа составляет примерно 6—9% веса самолета.
У гидросамолетов роль фюзеляжа выполняет лодка, которая, кроме того, позволяет производить взлет и посадку на воду.
Горизонтальное оперение обеспечивает продольную устойчивость * (стабилизацию) и управление в плоскости хОу (относительно оси Oz, см. рис. 3.1). Оно состоит из неподвижной или ограниченно подвижной части — стабилизатора и подвижной — руля высоты.
Вертикальное оперение осуществляет путевую устойчивость и управление в плоскости xOz (относительно оси О у). Оно состоит из неподвижной части — киля и подвижной — руля направления.
На сверхзвуковых самолетах горизонтальное, а иногда и вертикальное оперение делают цельноповоротным, т. е. целиком управляемым.
Вес конструкции горизонтального и вертикального оперения составляет 1,5—3% веса самолета.
Шасси представляет собой систему опор на колесах (или лыжах), обеспечивающих самолету разбег при взлете, пробег после посадки и передвижение по сухопутному аэродрому. Во всех этих случаях шасси воспринимает статические и динамические нагрузки и предохраняет конструкцию самолета от разрушения.
Конструкция шасси должна иметь достаточно упругие элементы, смягчающие удары и поглощающие при этом кинетическую энергию самолета во время приземления и движения по аэродрому.
Вес конструкции шасси составляет около 4—7% веса самолета. В настоящее время почти у всех самолетов шасси убирается в полете.
Самолеты, совершающие взлет и посадку как с сухопутных, так и с водных аэродромов, называются амфибиями. Такие самолеты имеют колесные шасси и корпус в виде лодки с подкрыльными поплавками, позволяющими самолету в нормальном положении плавать на воде.
Силовая установка предназначена для создания силы тяги и представляет собой комплекс двигателей с агрегатами, системами и устройствами, обеспечивающими работу двигателей в различных условиях полета.
При поршневом двигателе тяга создается с помощью воздушных винтов; при турбовинтовом—с помощью воздушных винтов и частично реакцией газов, при реактивном и ракетном — реакцией газов.