Учебник Житомирский (553622), страница 87
Текст из файла (страница 87)
9.11, а) может быть различна. Бак № 1 — металлический сварной, баки № 2...6 — мягкие с внутренним резиновым слоем и наружным, создающим каркас, резинотканевым слоем. В крыле располагаются топливные баки-отсеки. Бак № 1 расположен сверху за кабинным отсеком. Его обшивка подкреплена поперечнымй диафрагмами, присоединенными роликовой или дуговой сваркой.
Сверху бака находится заливная горловина 2, И баке есть поплавковый 16 и дренажные Ы клапаны. Дренаж всех баков производится через бак № 1 (см. схему топливной системы на рис. 9.11, б). Крепится бак к шпангоутам фюзеляжа. Мягкие баки состоят из гибкой оболочки, включающей слой керосиностойкой резины внутри бака, слой набухающей резины и капроновое полотно снаружи бака с прнвулканизнрованной к нему арматурой. Устанавливаются мягкие баки с помощью закрепленных на ннх штырей в специальных контейнерах. Поэтому нх масса вместе с контейнерами больше массы жестких металлических баков.
Но мягкие баки позволяют лучше использовать внутренние объемы, более технологичны и удобнее а эксплуатации (их можно монтировать через небольшие люки), они не боятся вибраций, не дают рваных краев при простреле, з н~бо~~шие Отверстия могут дзжс затягиваться за счет слоя набухающей рези ны. Крыльевые баки-отсеки представляют собой герметизироаанные отсеки а фюзеляже или в крыле, покрытые изнутри керосино- и термостойким герметиком, Выигрыш в объеме за счет отсутствия баков позволяет увеличить объем топлива на самолете и уменьшить массу топливной системы. Так, на самолете Ил-18 при переходе от баков к бакам*отсекам в крыле удалось увеличить объем топлива на 5000 л и уменьшить массу системы на 500 кг. Однако боевая живучесть и надежность таких баков-отсеков ниже.
Здесь труднее обеспечить высокую герметичность и осуществлять ремонт поврежденных баков-отсеков. В баках-отсеках для повышения их герметичности целесообразно применять длинные монолитные панели (рааные длине баков-отсеков) и с возможно большей шириной, чтобы уменьшить число стыков и отверстий под крепеж. Шаы должны быть промазаны герметиком, а ася внутренняя поверхность отсека облита им. Лонжероны лучше монолитной конструкции. Различные варианты герметизации стыков уже рассматривались а гл, 6.
На рис. 9.11, г показаны варианты герметизации баков-отсеков, используемые на скоростных легких самолетах с применением резиновых уплотнительиых жгутов 19 по периметру крышек люков баков, многорядных заклепочных швов на стыках с использованием поверхностного 18 н анутришовного 17 слоев зж герметика Применение заклепок, ПОзволяюших ОсушестВЛЯть крепеж с нзтягом (рис. 9.11, д)„обеспечивает достаточно высокую герметичность с меньшими затратами массы на герметизацию. 9.8,3. Выработка топлива с сохранением центровки самолета в заданных пределах обеспечивается автоматической системой, включающей, как правило, расходный бак и элементы, следящие за выработкой топлива в расходном баке и из остальных баков. Эти элементы по мере выработки топлива из баков а соответствии с заданной програ ммой своевременно Включают перекачивающие насосы или (в других схемах) линии командного давления соответствующей группы баков, из которой топливо насосом или под давлением от компрессора начинает через расходный бак поступать к двигателю.
В качестве примера ниже рассматривается схема выработки топлива, и меющая достаточно общий характер. В схеме топливной системы (см. рис. 9.11, а) расходным баком является бак № 3, соединенный со всеми остальными баками как сообщающиеся сосуды. Из бака № 1 топливо В расходный бак поступает самотеком. 3а расходом топлива из бака № 1 следит поплааковыи клапан 16. Опускаясь по мере снижения топлива а баке № 1, он последовательно через блок клапанов 16 перекрывает дренажные клапаны подвесного и крыльевых баков-отсекоа, и воздух от компрессора двигателя (командное давление) начинает выдавливать топливо из этих баков.
Из задней группы баков после выработки топлива из бака № 1 топливо на. сосом 8 а баке № 4 перекачиаается а расходный бак № 3. И когда топливо из задней группы баков будет выработано, начнется выработка топлива из расходного бака № 3. Противопожарная безопасность топливной системы достигается использованием бортовых средств тушения пожара, противопожарных перегородок для локализации пожара и системы с нейтральным газом, который заполняет пространство над топливом В баках, препятствуя образованию паров топлива и их воспламенению (например, при простреле баков), Давлением нейтральных газов обеспечивается и необходимая высотность топливной системы, т.
е. необходимое давление топлива перед входом в топливные насосы, г1З современных самолетах в интересах противопожарной безопасности в баках может быть использована пенополиуретаиовая губка, В топливных системах многих самолетов предусмотрен аварийный слив топлива, чтобь~ обеспечить посадку самолета массой т„, не более разрешенной для посадки. Для увеличения дальности полета самолетов, увеличения времени дежурства самолетов в воздухе многие современные самолеты оборудовань~ системой дозаправки топливом в полете. 9.8.4.
Системы противопожарной защиты самолета, кроме указанных выше средств по защите от пожара топливных отсеков (а основном, топливных баков), включают систему пожаротушения в отсеках двигателей. Эта система включает средства предупреждения о пожаре (сигнализацию о пожаре) в отсеке двигателей и бортовые средства пожаротушения. 1-1З современных самолетах устанавливаются ионизационные датчики сигнализации о Возникновении пожара В Отсеках двигателей. Они срабатывают мгновенно при возникновении пламени, замыкая электрическую цепь сигнальной лампочки «Пожар> в кабине летчика.
Бортовые средства пожаротушения Включают баллоны с пироголовками мембранного типа, запирающие огнегасящую смесь в баллоне, трубопроводы и распылительные коллекторы вокруг двигателей, закрепленные на шпангоутах фюзеляжа или гондол. При загорании сигнальной лампочки кПожарв и нажатии на кнопку тушения пожара срабатывает пиропатрон на баллоне и ударником пробивает мембран,. Огнегасящая смесь под большим давлением начинает поступать из баллона к распылительным коллектОрам (ОбычнО их два — в КОсОВОЙ и хвостовой частях двигателя) и через отверстия в коллекторах заполняет отсек двигателя, подавляя возникший пожар. 1.
Опишите назначение и состав силовой установки. Сделайте эскизы схем расположения двигателей на самолете, дайте их анализ и сравнительную оценку, 2. Назовите сиды, действуюшие на узлы крепления двигателей, Охарактеризуйте варианты «оиструкани узлов крепления двигателей в фюзеляже и в гондолах иа пилонах. Сделайте эскизы этих узлов и покажите действуюшие силы, схемы нх передачи и уравновешивания иа элементах конструкции планера. 3 Опишите конструкцию гондол и пилонов, узлы их крепления к силовым элементам фюзеляжа илн крыла Назовите средства борьбы с шумом двигателей.
Опишите противопожарную систему. 4. Опишите назначение и охарактеризуйте различные виды воздухозаборников (сделайте эскизы), области их применения, конструкцию. системы управления 5. Опишите конструкцию выхлопных устройств и реверсеров тяги. 6. Определите назначение топливной системы Назовите ее основные элементы и охарактери. зуйте их назначение н работу. Как обеспечнваетсн заданный характер выработки топлива? Какие Вы знаете варианты кокструкцнн топливных баков? Как обеспечивается герметичность баков- отсеков? 7.
Сформулируйте требования к силовой установке н приведите примеры их реализации. ГЛЛВА 10 ЖЕСТКОСТЬ КОНСТРУКИ,ИИ. КОЛ ЕБАН ИЯ АГРЕГАТОВ ПЛАНЕРА В ПОЛЕТЕ $ 10.1 ПОНЯТИЕ ДОСТАТОЧНОЙ ЖЕСТКОСТИ КОНСТРУКЦИИ Среди требований к агрегатам самолета одним из основных является требование обеспечения достаточной прочности и жесткости конструкции при наименьшей массе, Для оценки успешности реализации этого требования в конструкции нужны критерии.
И если за критерий достаточной прочности конструкции можно принять расчет конструкции на разрушающие нагрузки (рациональная конструкция разрушается при нагрузке, равной расчетной)", то для определения достаточного уровня жесткости конструкции такого единого критерия нет. Это объясняется разносторонним проявлением влияния жесткости конструкции планера и его частей на характеристики всего самолета в целом. Так например, при достаточном уровне жесткости конструкции при ее нагружении деформации агрегатов планера не должны приводить к такому искажению форм самолета, при котором изменение аэродинамических характеристик и характеристик устойчивости и управляемости самолета выходило бы за допустимые пределы; не должна нарушаться кинематика механических элементов управления подвижными частями планера (механизацией крыла, рулями, створками люков и др.).
Для этого в нормах жесткости регламентируется значение таких критериев жесткости как допустимые деформации — прогчбы д,„и углы крутки ср,„(см. рис. 2.19) прн лимитированных величинах нагрузок (при этих нагрузках не должно быть остаточных деформаций, потери устойчивости обшивки и др.). Очень важно влияние жесткости конструкции на возможность возникиове- ниЙ в летном диапазоне скоростей полета Опэсных аэроупругих явлен~мй— колебаний самолета и потери эффективности рулей.
В качестве критер иев для оценки уровня жесткости конструкции здесь использу~отся значения гритических скоростей возникновения этих явлений ~'„„,. Естественно, при досга- оч. ном уровне жесткости должно выполняться условие Г„„;.~ 1',„, где ~ максимальная скорость полета. Многокрнтернальность при определении достаточного уровня жесткостиконструкции очень усложняет реализацию этого требования в конструкциа, так как возможные пути повышения жесткости конструкции почти всегда свжаны с ухудшением других характеристик самолета. (Так например, увеливе'ние жесткости на изгиб Е1 любого агрегата при том же материале (Е=аппэ1) связано либо с увеличением высоты сечения, т.
е. ухудшает аэродинамические характеристики, либо с увеличением площадей сечений силовых элементов, воспричимающих изгиб, т, е. Ухудшает весовые характеристики. Аналамично влияние и жесткости на кручение 61„). Решение подобной задачи является нахождение компромиссных решений, ио выполнение условий, задавж'мых ~ Для работы конструкции без разрушения в течение заданного ресурса надо обвняечнть способность последней сопротивляться разрушекню под действием многократно повторямяцихся нагрузок (сн. $1.10), нормами жесткости и, в частности, условиями 1~„„, ° 1~ „„, является обязатель- ным $ !02. АЭРОУЙРУГИЕ ЯВЛЕНИЯ Аэроупругие явления связаны с взаимодействием аэродинамических, упругих и инерционных сил конструкции самолета.
Они возникают в полете из-за упругости и деформируемости агрегатов самолета под действием нагрузок. При деформации любого агрегата планера в полете изменяются действующие на него аэродинамические нагрузки, что приводит к дополнительным деформациям конструкции (увеличению у и ср) и дополнительному увеличению нагрузок, что может привести, в конечном счете, к потере статической устойчивости и разрушению конструкции (явление дивергенции). Деформации агрегатов планера при отклонении элеронов (рулей) вызывают дополнительные аэродинамические силы, которые могут снизить эффективность элеронов (рулей) и привести к обратному их действию на самолет (' явление реверса).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
