Учебник Житомирский (553622), страница 31

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 31)

Для повышения эффективности управ лешем а о и самолета интерцепторы размещают на больм удалении от этой оси, как п авила, впе е и на увеличиВая и М о момента „; гасители подъемной силы размещают впереди симмет ичного ннего закрылка, наобо рот, уменьшая плечо момента М на случай неричного отклонения тормозных щитков. !38 Рис. 4 9. Конструкция интерцептора и узлов его навески н управленнн Использование гасителей подъемной силы (тормозных щитков) при заходе на посадку позволяет уточнять заход, увеличивая крутизну планирования, так как при отклонении этих средств механизации уменьшается подъемная сила крыла и увеличивается его сопротивление (ухудшается аэродинамическое качество).

Использование этих средств при пробеге после приземления позволяет сократить |.,~, так как онн не толька увеличивают с„,, но и путем срыва потока, обтекающего закрылки, резко уменьшают подъемную силу крыла, что приводит к увеличению сил на колеса и позволяет более эффективно использовать тормоза. В этом случае включение гаситедей подъемной силы блокируют с началом обжатия амортизации основных опор шасси. Применение интерцепторав Возможно как совместно с элеронами, так и Вместо них, например с дифференциально отклоняемыми половинами цельноповоратного ГО (когда ася хвостовая 'часть крыла занята закрылкамн).

Включение иитерцептороа блокируют для повышения эффективности управления па крену с отклонением штурвала (ручки), после отклонения последних на 2 — 3 ' ат нейтрального положения. Углы отклонения интерцепторов а... = 60 '. Серьезным недостатком интерцепторав является эффект запаздывания в изменении подъемной силы, присущий начальному моменту а отклонении интерцепторов, чта ухудшает маневренные характеристики самолета.

Ка истру к ци я. На рис 4.9, б, в, г показана типовая конструкция гасителя подъемной силы и интерцептара самолета Ил-86, каждый из которых состоит из нескольких секций. Основу силовой конструкции каждой секции составляют две панели 1, состыкованные со средним кронштейном 4. Панель состоит из лонжерона и двух торцевых нервюр 6 швеллерного сечения, верхней и нижней абшивок, хвостового стрингера 7, сотового металлического заполнителя, диафрагм 8 в носовой части и профиля герметизации.

Средний кронштейн навески 4 представляет собой монолитную балку двутавровога сечения, расположенную па всей длине хорды профиля. На нем имеются ушко У для навескн секции на кронштейн 10 на заднем лонжероне крыла 8 и проушина 12 для крепления гидроцилиндра П (см.

рис. 4.9, г). Такое конструктивное решение среднего кронштейна 4 (совмещение в одном узле двух функций) вместе с клееной сотовой конструкцией всей секции обеспечивает рассматриваемым агрегатам выигрыш в массе и необходимую жесткость. 139 Дополнительные узлы для навески интерцептора (узлы 5 и 2 на лонжероне крыла 8) находятся иа двух торцевых усиленных нервюрах 6 интерцептора. На легких маневренных самолетах интерцепторы можно конструктивно выполнять либо в виде монолитных жестких профилированных пластин на шомпольном креплении, либо в виде панели (подкрепленной обшивки), навешиваемой на крыло на шарнирных узлах. На рис. 4.9, д показан еще один вид тормозных щитков, применявшихся иа легких маневренных самолетах.

Шитки на верхней и нижней поверхностях крыла связаны синхронизирующей тягой И и выпускаются в поток силовым цилиндром 74. Описанный простейший принцип управления щитками, раскрывающимися в разные стороны, продолжает привлекать внимание конструкторов при необходимости установки на самолете тормозных щитков*. 4 3.4. Механизация носовой части крыла предназначена для затягивания срыва обтекающего крыло потока на большие углы атаки и увеличения вследствие этого значений с„,,„. К средствам механизации носовой части крыла, получившим наибольшее распространение, относятся такие подвижные части крыла как предкрылкн и отклоняемые носки (см. рис.

4.1~, Обеспечивая значительный запас по критическим углам атаки (см. рис. 4.2~, предкрылки и отклоняемые носки являются теми средствами, которые помимо у~~личения ~„, Обе~п~чп~пют Возможность ~~й~нзпцни прмро~тй с„„даваемого средствами механизации. При размещении механизации на концах крыла затягивание срыва повышает эффективность элеронов на больших углах атаки и повышает поперечную устойчивость самолета.

Особенно зто важно для самолетов со стреловидными крыльями. Предкрылки — профилированная подвижная часть крыла, расположенная в носовой его части (рнс. 4.10). 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 (~ар = Ьор/ Ь =0,12"-0,18, напр-=20...30 '). Предкрылки на каждом полукрыле сОС. тоят из нескольких секций, соединяющихся с каркасом крыла либо посредством рельсов и винтовых механизмов, соединенных с трансмиссией (рис. 4.10, а, б), либо с помощью кронштейна 12 иа предкрылке и кулнсного механизма 11 в носовой части крыла 6 (рис. 4.10, 8).

К о н с т р у к ц и я каждой секции предкрылка 1, изображенного на рис, 4.10, а, б, состоит из лонжерона 3, стрингеров, нервюр 4 и диафрагм 2, обшивки, рельсов 5 и карсток с роликами 8, а также кронштейнов 7 крепления винтовых подъемников и рельсов. При работе трансмиссии ее механизмы (винтовые подъемники) перемещают предкрылок рельсами по кареткам 8, закрепленным на переднем лонжероне 9 крыла. В убранном и выпущенном положениях предкрылок фиксируется тормозом трансмиссии. Приводом для предкрылка, показанного на рис. 4.10, 8, служит тяга 10 от силового цилиндра. Для обеспечения высокого качества поверхности носка крыла стыки между секциями предкрылка герметнзируются лентами и накладками, регулируется положение роликов, по которым движется рельс, и само место крепления предкрылка к рельсу, осуществляется подтяг предкрылков к крылу в убранном положении.

Однако из-за разного прогиба крыла и предкрылков трудно устранить уступчатую щель между предкрылком и носком крыла в убранном положении. Это увеличивает значение с„и снижает аэродинамическое качество. ' Например. раскрывающиеся рули направления — тормозные щитки на вертикальном оперении «Ьуранаэ. !40 Рис. 4.

1О. Коиетрукцня мемеитов мехаинваиин передней кромки крыла На маневренных самолетах предкрылок может быть монолитной конструкции (см. рис. 4.10, е) или состоять нз обшивки, продольных ребер жесткости и неврюр, системы рельс — каретка (по аналогии с конструкцией, показанной на рис. 4.10, б) и тяги от силового цилиндра. Отклоняем ые носки применяют на самолетах с малой относительной толщиной крыла и тонкой передней кромкой, затрудняющей размещение механизмов. Они дают меньший прирост Лс„,, чем предкрылки. Конструкция носка И показана на рис.

4.10, г. Ои отклоняется относительно шарниров 14, установленных иа нижнем поясе переднего лонжерона крыла 9 или пЕр~дней стЕнКи. При повороте носка относительно оси Его верхняя кромк~ скользит по специальному профилю, закрепленному на крыле, чем пред. отвращается образование щели. Применение гибкой обшивки из стекловолокна ПОЗВОЛЯЕТ унрОСТИТЬ КОНСТруКЦИЮ ОТКЛОНЯЕМОГО НОСКа. 141 Щитки Крюгера (рис. 4.10, д) устанавливают в корневой части крыла иа его носке.

Применяются они в сочетании с предкрылками на стреловидных крыльях для предотвращения выхода самолета на закритические углы атаки Щитки Крюгера обеспечивают безотрывное обтекание крыла только до опреде. ленного угла атаки, после чего начинается резкий срыв потока. Поэтому более ранний срыв потока в корневой части стреловидного крыла при отсутствии срыва на его концевых частях создает пикирующий момент на уменьшение углов атаки, что повышает безопасность полетов На рис.

4.10, е показано сечение крыла ~7 маневренного самолета, в носовой части которого на рельсах 5 и каретках 16 установлен нредкрылок Ы, а в хвостовой части крыла — поворотный закрылок Ю. Предкрылок и закрылок связаны тягой 21 н рычажным механизмом 20 для синхронного отклонения, что важно не только на взлетно- посадочных режимах, но и для повышения маневренных характеристик са молета*. 4,3„5. Кагружеиие средств механизации. В убранном положении средства механизации нагружаются как части крыла. Величина расчетной воздушной нагрузки для отклоненных в рабочее положение средств механизации устанавливается нормами прочности и выбирается для каждого из них как наибольшая для разных режимов полета.

Она зависит от площади ~-го средства механизации 5, и от скоростного напора д. Для режима посадки, например, значение д определяется скоростью за хода на посадку $', „=(1,25...1,3) Р„где $',— скорость сваливания у земли 1141. Нагрузка по размаху д, распределяется пропорционально хордам д,= =с„Ь,д~ (если нет продувок1, а по хорде — по закону трапеции. Здесь: с„— коэффициент нормальной силы, определяемый из продувок или по нормам прочности; Ь, — хорда ~-го средства механизации в текущем сечении; коэффициент безопасности.

Характеристики

Список файлов книги