Учебник Житомирский (553622), страница 26
Текст из файла (страница 26)
3.20, 6» кессонной двухлонжеронной конструкции с обшивкой из монолитных панелей. Кессоны являются баками-отсеками. Толщина монолитных панелей возрастает к корню ПЧК, переходя здесь в мощные проушины. Соединение панелей с центропланом осуществлено через один главный шарнир. На рис. 3.20, в показан главный шарнир крыла этого же самолета, имеющего втулку 2 и сферические стальные подшипники Б, закрепленные болтами 4 на проушинах центроплана 8. Втулка главного шарнира запрессовывается в проушины центроплана, а консоль 1 может поворачиваться иа ней, опираясь на подшипники 5. Диапазон углов стреловидности крыла 15...65' 131~, время на поворот крыла от 15 до 65 порядка одной минуты.
Поворот крыла осуществляется гидромеханическнм приводом с винтовыми шариковыми преобразователями по типу привода 1, представленного на рис. 3.22. Привод развивает усилия Я, такой величины, что момент 1'),д (см. схему на рис. 3.25, а» должен быть больше (равен» моменту, действующему на крыло в плоскости его хорд. Система управления поворотом крыла обеспечивает наивыгоднейшее положение крыла для основных режимов полета и фиксацию крыла в любом промежуточном положении.
Рнс. 3.2!. Схема конструкции крыла из- меняемой стреловндностн н конструкция его корневой (неноквнжиой) части Рнс 3 Ю Конструкция крыла изменяемой стреловндностн и е~о главного шарнира Сравнение крыльев с разными углами стреловнаностн Рнс Э 2О Конструктивная схема крыла изменяемой стреловндностн самолета В. ~ н его центрального шарннрного узла 1!4 На крыльях, показанных на рис. 3.19, 3.21 и 3.22, ПЧК имеют кессонную с двумя лонжеронами КСС и являются топливными баками-отсеками В остальном конструктивные схемы ПЧК этих крыльев, в принципе, не отличаются от описанных выше.
У этих крыльев сходные и принципы построения систем управления ПЧК. Так, на компоновочной схеме самолета (см. рис. 3.22» впереди центропланной коробки видны силовые цилиндры 1 системы поворота крыла (СПК», создающие необходимые для поворота крыла силы. Эти силы, приложенные к рычагу 2, закрепленному на ПЧК, обеспечивают поворот консолей крыла относительно главного шарнира (ГШ». Во всех рассмотренных выше схемах крыльев с изменяемой стреловидиостью для поворота крыла используется один ГШ. Описание конструкции ГШ самолета В-1 было приведено выше и показано на рис.
3.20, и. Ниже приводится еще одно достаточно типовое описание конструкции ГШ, показанного на рис. 319, 8. На этом рисунке 1 — проушины центроплана, 2 — фиксатор, 3 — викт-фиксатор съемного фланца на стяжном болте, 4 — верхний съемный фланен стяжного болта; 5 — подшнцники скольжения, 6 — втулка, связанная фиксатором 2 с ПЧК, 7 — проушины ПЧК, 8 — стяжной болт Особенность конструкции описанных крыл ь е в определяется тем, что передача нагузокЯ,Ми М„с ЧК на неподвижную корневую его часть (центроплан» осуществляется не несколькими силовыми элементами (как в лонжеронном крыле» или всем контуром сечения (как в Рис 3 22 Крыло изменя- емой стреловндностн са.
налета г" ! 4 Рис. 325 Силы н моменты, действу- ющие на ГШ Рнс. 3.24. Крыло изменяемой стреловндиостн с дополнительной опорой для восприя1,. поперечной силы (~ н крутящего момента М, Рис. 3,23 Положение ГШ д ур 4д бд Х„ Рис. 3.26. Изменение максимально допустимой эксилуатаинонной перегрузки а по углу стреловидности у крыла Рнс. 3.27. Схема нагружения ГШ кры- ла изменяемой стреловндности кессоном или моноблочном крыле), а, главным образом (или только), одним 1Ш. Узел ГШ располагают на расстоянии 1, от борта фюзеляжа, причем ч'м меньше 1,, тем больше доля площади ПЧК 5 по отношению к площади 5 всего крыла поворачивается и тем больше эффект от поворота крыла.
Однако при этом увеличиваются нагрузки на узел ГШ и возрастает смещение фокуса при переводе крыла из одного крайнего положения в другое, усложняется балан. сировка самолета. На современных самолетах 1, =(0,1...0,25)1/2 (рис. 3.23). В самолетостроении специфика передачи нагрузок от ПЧК на центроплан представлена, в основном, двумя КСС: 1) все нагрузки Я„М и М„) передаются толыи через,ГШ. Такие крылья имеют в корневой части крыла монолитные панели (6~в — — 12...15 мм, а для тяжелых самолетов — и значительно больше, переходящие в районе узла поворота в мощные проушины узла (рис.
3.19... 3.~2), обеспечивающие достаточную прочность и жесткость узла поворота); 2) изгибающий момент М передается узлом ГШ, установленным на основном лонжероне, а поперечная сила (~ и крутящий момент М„передаются не только ГШ, но н с помощью дополнительного скользящего по рельсам 1 ползуна 2 (рис.
3.24), установленного на дополнительном лонжероне. В первой схеме с ГШ меньше объем для узла поворота. Сам узел прост, обеспечивает достаточную жесткость. Для второй схемы нужны большие внутренние объемы (рельсы 1, дополнительные силовые элементы 4, рычаг 3 с ползуном 2 и т.
д.), но здесь ~~роще и экономнее в весовом отношении восприятие сиды Я. и М„. Нагружение и работа главного шарнира. На рис.325,а иб показано нагружение главного шарнира силами Я,=Я„Я,=Я,) и моментами (М„М, и М„) от ПЧК. Однако при повороте крыла величина и направление сил и моментов, действующих на втулку шарнира и через нее на центроплан, меняются так, что М, = Мсозт (рис.
3.25, б) с уменьшением угла стреловидности ~ увеличивается, а М,=Мвтп~ — уменьшается. Так при уменьшении у с 70...65 до 18...15' величина М, уменьшается в 3,0...3,6 раза, а величина М, — возрастает в 2,1...2,5 раза. Чтобы уменьшить весовые затраты на восприятие изгибающего момента М, на малых углах ~, рациональнее ввести ограничение по перегрузке. Зависимость а',„=~ф) показана на рис, 3,26 1171.
Это тем более целесообразно, что самолетам с крылом изменяемой стреловидности большие значения перегрузки а'„на малых углах стреловндностн, используемых на взлете и на посадке, а также при полете на большие дальности, практически не нужны. На рис. 3.27 показаны эпюры поперечных сил и изгибающих моментов, действующих на втулку ГШ. В основном в соответствии с эпюрой изгибающих моментов распределен и материал ло сечениям втулки, 116 Передачу силы Я,= Я„от проушин ПЧК на проушины центроплана можно проследить, используя рис.
3.19, в. От верхней проушины 7 ПЧК через верхние подшипники 5 сила ®„передается давлением на верхнюю проушину 1 центро- плана. Изгибаясь вверх, эта проушина через веухний фланец 4 болта 8 передает нагрузку растяжением болта 8 на его нижнии фланец, Опираясь на нижнюю проушину 1 центроплана, нижний фланец болта 8 передает пришедшую на него нагрузку на нижнюю проушину 1, изгибая ее вверх.
Далее нагрузка передается на усиленные нервюры центроплана и уравновешивается на них силами Ф~„. Чтобы исключить поперечный изгиб панелей центроплана, вблизи ГШ ставят две нервюры 9 (см. рис. 3.19, а). Изгибающий момент М, в виде пары осевых сил 5,=оов подходит к ГШ. Изменения в распределении нормальных напряжений а в межлонжеронной части крыла показаны иа рис, 3.19, б.
В соответствии со значениями а меняется и толщина обшивки в панелях, переходящей в мощные проушины в районе ГШ. Втулка 6 Г111 от сил 5„= М„/О (так же, как н от сил 5,= М,/11) работает на поперечный изгиб (см. рнс. 3.27). Размеры узла ГШ выбираются из условия обеспечения прочности проушин и втулки, а также обеспечения нормальной работы подшипников скольжения.
Чтобы облегчить работу подшипников, фиксируют втулку 6 относительно ПЧК с помощью фиксатора 2 (см, рис. 3.19, в) — втулка вращается в подшипниках вместе с проушинами ПЧК (для этого между втулкой и фланцами болта 8 должны быть зазоры — фланцы болта 8 не должны зажимать втулку и препятствовать ее вращению вместе с 11ЧК). При этом нагрузки 5, и 5, от М. и М, на подшипники уменьшаются во столько раз, во сколько высота проушин центроллана больше высоты проушин ПЧК.
Для уменьшения нагрузок на подшипники увеличивают диаметр втулки, применяют специальный смазочный материал, ограничивают перегрузки в процессе изменения угла стреловид- ности (см рис. 3.26). Нижние проушины работают на растяжение, и потому они имеют большую толщину, чем верхние, которые работают на сжатие (смятие тыльной стороны проушины). Преимущества и недостатки крыльев изменяемой стрелов идности, На рис. 3.19, д показано качественное изменение аэродинамических и летных характеристик самолета при изменении угла ~. Из этих графиков видно, что при изменении угла ~ от 60 до 30'.
значение с„,,„увеличивается примерно в два раза, что очень важно на взлетно-посадочнйх режимах, максимальное качество К,„становится выше почти на 1/3 в диапазоне (0,3...0,7) М, что повышает экономические характеристики самолета — возрастает на дозвуковых скоростях значение параметра дальности полета КМ~с~; увеличивается несущая способность крыла, что положительно сказывается не только на ВПх самолета, но и на его маневрениости — почти в два раза уменьшается радиус виража Я,. Полет при значениях х =т,„позволяет уменьшить болтаночные перегрузки Лп„б.
Все это приводит к тому, что применение крыла изменяемой стреловидности расширяет возможности сверхзвуковых самолетов, делая их мноаорожимными. Происходит это, как видно из графиков рис. 3.19, д, за счет улучшения несущих свойств крыла на малых скоростях полета (при малом значении т) при уменьшении его сопротивления на сверхзвуковых скоростях полета (при больших значениях т). В результате самолет получает хорошие ВПХ, высокую маневренность и высокие аэродинамические качества иа крейсерских режимах для Обеспечения большей дальности полета при сохранении высокого значения максимальной скорости.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
