Техника вертикального взлета и посадки (Хафер К., Закс Г., 1985 - Техника вертикального взлета и посадки), страница 15

Привод лопастей винта состоит из понижающего редуктора, привода поперечного вала (если шштотокЫа.врь.ги Силовме установки самолетов вертикального взлета и посадки 83 ои необходим) и втулки воздушного винта, включая устройство изменения шага лопастей винта. Из-за больших требуемых передаточных чисел (для самолета ЪС 400 — около 21: 1) часто применяют двухступенчатую планетарную передачу.

Изменение шага лопастей воздушного винта обычно осуществляется механически внутри втулки и редуктора с помощью червячной передачи. Привод может быть, например, гидравлическим, причем гидравлические исполнительные органы управления соединяются механической системой тяг с рычагами управления в кабине самолета.

Из Рис. 2.3!12. Лопасть воздушного винта с лонжероном из титана 145]. Рис. 2.3.13. Лопасть воздушного винта с лонжероном нз иомпозипионного материала 17]. соображений безопасности привод шага лопастей полностью дублируется, причем каждый из двух дублирующих друг друга агрегатов может создавать максимальный момент, необходимый для поворота лопастей вокруг их осей при регулировании шага винта.

Воздушный винт. Большие нагрузки иа лопасти воздушного винта, возникающие из-за действия переменных изгибающих сил иа переходном режиме полета, требуют при конструировании наряду с сохранением по возможности малого веса уделять особое виимание долговечности, Для самолета ьсС 400 ]45] лонжерон лопасти изготовлен из титана, а сама лопасть — из композиционного материала иа основе стекловолокна (рис. 2.3.12). Форма поперечного сечения лопасти выбрана таким образом, чтобы напряжения, возникающие при изгибе лопасти, были постоянными вдоль ее ра- ииимокьл г г диуса.

Обшивка лопасти выполнена из прочной стеклоткани толщиной 0,5 мм, пропитанной эпоксидной смолой, особо прочной на истирание и на воздействие погодных условий. Комлевая часть лопасти образована намоткой стеклоткани толщиной 1,5 мм с диагональным расположением нитей и эпоксидной смолой в качестве связующего. За лонжероном корпус лопасти заполняется вспенивающимся заполнителем, а полое пространство в носке профиля 1 ~ Г Ц ]1 1 лад«ий !!~ ° пйппрп,«м« + Рис.

2.3.14. Трансмиссия самолета ЧС 400 140]. заполнено композиционным материалом, содержащим металлические шарики для смещения центра тяжести. Важные усовершенствования лопасти проведены фирмой МВВ для воздушного винта самолета Во 140 17] (рис. 2.3.13). Здесь лонжерон изготовляется намоткой в виде эллиптической трубы из композиционного материала на основе стекловолокна, причем большинство нитей должно быть ориентировано в продольном направлении. Предусматривалось сделать обшивку лопасти из диагонально намотанного углеродного волокна.

Полости и носовой части профилей должны быть заполнены вспенивающимся наполнителем, а в задней части — композиционным сотовым материалом. Втулку воздушного винта предполагалось отковать из титана. Трансмиссия. Передача мощности с помощью трансмиссии требует конструктивных решений, которые при наименьшем возможном весе конструкции должны обеспечить высокий КПД, высокую надежность и, кроме того, хороший доступ к трансмиссии для тех- имело«Ыа.прь.ги Сплавил установки самолетов вертикального валета и посадки ав нического обслуживания и ремонта.

Основные соображения на этот счет имеются, например, в работе ~381. Обсудим некоторые сложные задачи, которые необходимо решать для обеспечения надежной работы трансмиссии, на примере самолета ЪС 400. Устройство трансмиссии этого самолета показано на рис. 2.3.14. Частота вращения приводных валов примерно вдвое ниже, чем у ведущего вала турбины, и на рабочем режиме турбины, т. е. между режимами малого газа и полной нагрузки, частота их вртцения всегда находится в сверхкритической области. Чтобы избежать резонанса между двумя парами валов в крыльях, распределительный вал, расположенный вдоль оси фюзеляжа и служащий для распределения мощности между передними и задними двигателями, несколько перегружен по сравнению с валами в крыльях.

За исключением участков соединения передач с двигателями и в середине фюзеляжа, валы, расположенные в крыльях, упруго смещены относительно их средней части в фюзеляже на участке, составляющем примерно 25 огв их длины. При проектировании валов нужно обратить внимание на то, чтобы изгиб крыла не мешал их работе. При расчете валов необходимо удостовериться, что передаваемый крутящий момент в неблагоприятных условиях, т. е.

при отказе двигателя и максимальной затрате мощности на управление, не вызывает недопустимых нагрузок на валы. епкимокь- 3. Создание управляющих сил и моментов 3.1. ОСНОВНЫЕ ПОЛО3КЕНИЯ 3.1Л. Задачи управления СВВП не режиме висения Аэродинамическое управление самолетом на режиме висения неэффективно вследствие малой поступательной скорости. Поэтому любому самолету вертикального взлета и посадки необходимы дополнительные устройства для создания управляющих ускорений и моментов вокруг связанных с самолетом осей (рис. 3.1.1).

С помощью таких управляющих воздействий решаются следующие задачи: А. Стабилизация. На режиме висения в отс1тствие возмущений самолет находится в состоянии не)стойчивого или нейтрального равновесия. При воздействии возмущений, например вследствие турбулентности атмосферы, самолет, находящийся на режиме висения, должен сохранять желаемое горизонтальное положение, что обеспечивается путем быстрого манипулирования органами управления по крену и тангажу. Б. Маневрирование. Маневрирование в продольном и боковом направлениях на режиме висения обычно осуществляется путем изменения углового положения самолета.

Для изменения )глового положения самолета по тангажу, крену и курсу необходимо создать достаточные по величине управляющие моменты относительно соответствующих осей. При этом изменения углового положения по тангажу и крену приводят к поступательному движению самолета в горизонтальной плоскости. В. Балансировка. Управляющие моменты необходимо создавать также для таких целей, как: а) компенсация возмущающих моментов при изменениях центровки самолета, например вследствие смещения центра тяжести; б) компенсация возмущающих моментов, возникающих при продольном движении самолета и (или) при наличии воздушных потоков произвольного направления, например при боковом ветре. Кроме того, может возникнуть необходимость в дополнительных управляющих моментах в случае отказа двигателей или управляющих устройств. Г.

Управление полетом по вертикали. Управление необходимо и для обеспечения поступательного движения самолета в вертикальной плоскости, например при взлете или посадке, Рычаг управления общей тягой двигателей является четвертым органом управления самолетом на режиме висения. При помощи его можно изменить ввв.гохыааяь.ги Создание улраввягогаих сил и моментов высоту полета путем одновременного увеличения или уменьшения тяги всех двигателей. Это самый главный орган управления на этапах вертикального взлета и посадки. Решение задач А и Б осуществляется главным образом путем изменения углового положения самолета, а значит, связано с величиной создаваемых угловых ускорений, т.

е. с моментом силы, деленным на соответствующий момент инерции самолета. Напротив, задачи, объединенные термином «балансировка», решаклся х «Я р.а 1'а тангаж Рнс. З.ьп Управляющие силы и моменты. действующие иа СВВП в режиме висения путем прямого воздействия на самолет управляющим моментом, компенсирующим возникающие возмущающие моменты. Такое различие важно при расчете управляющих моментов. Так, например, для СВВП с центральным расположением двигателей, а следовательно, с малым моментом инерции относительно продольной оси расчет дает небольшие значения требуемых управлякхцих моментов по крену, что вызывало бы значительные затруднения при осуществлении балансировки (например, при сильном боковом ветре). ЗЛ.2. Способы создания управляющих снл н моментов Для создания управляющих моментов и вертикального ускорения применяются различные способы, которые определяются геометрической схемой СВВП и типом двигателей, установленных на ием.

Основные из этих способов приводятся ниже. Стабилизация, маневрирование и балансировка (задачи А — В, равд. 3.1.1) а) Дифференциальное управление тягой подъемных или подъемно- маршевых двигателей. Данный метод применим только при усло- нвимоКЬ з.зрь.|~ф~ Глава о вии установки двигателей на достаточно большом расстоянии от центра тяжести самолета. б) Специальные реактивные сопла (струйиые рули), расположенные на достаточно большом расстоянии от центра тяжести самолета и получающие для работы сжатый воздух, отбираемый от компрессоров двигателей.

в) Изменение направления вектора тяги двигателей. г) Отклонение струи выхлопных газов двигателей при помощи закрылков или решетки поворачиваемых лопаток. д) Специальные вентиляторы управления или рулевые винты. е) Моноциклическое управление лопастями несущих винтов. ж) Дифференциальное изменение общего шага лопастей несущих винтов. Управление при вертикальном полете (задача Г равд. 3.1.1) а) Изменение тяги подьемных или подаемио-маршевых двигателей путем отклонения рычага общей тяги в нужном направлении; б) Изменение общего шага лопастей несущих винтов путем перемещения ручки «шаг — газ» в нужном направлении. В разд. 3.2. будут представлены варианты реализации систем управления для выполнения указанных выше задач. ЗЛ.З. Влияние инерционности в системе управления нв процесс создания требуемых управляющих моментов При оценке различных способов создания управляющих моментов, описанных в предыдущем разделе, важное значение имеет учет инерционности системы управления.

Она проявляет себя в виде Ру еа Проьодло »ярое 5«яоо Роро«ле я левал«ела сал совала >5 > рис. 3. кз. срункннональная схема оезынерпионной) системыт упранле>>~ л ния оеоеоело>сЫ а. о рь. го динамической ошибки в процессе отклонения органа управления и в зависимости от типа системы управления может иметь различную величину. Ниже будут рассмотрены вопросы, связанные с этой проблемой. Вначале, как это обычно делают при упрощенном рассмотрении, пренебрежем инерционностью в контуре создания управляющих моментов. На рис. 3.1.2 на примере управления по таига>ку показана функциональная схема такого контура управления.