Учебное пособие для летных училищ гражданской авиации. М., «Транспорт», 1978 с иллюстрациями и таблицами
| Вид материала | Учебное пособие |
- 1. Общие сведения, 234.15kb.
- Приказ от 31 июля 2009 г. N 128 об утверждении федеральных авиационных правил подготовка, 1672.68kb.
- Всоответствии с пунктом 9 Положения о Федеральной службе по надзору в сфере транспорта,, 4017.06kb.
- Контроль за выполнением требований рпасоп га-91 возложить на начальника Главной инспекции, 2922.72kb.
- Контроль за выполнением требований рпасоп га-91 возложить на начальника Главной инспекции, 3437.16kb.
- В. И. Вернадского скоробогатова Т. Н. Учебное пособие, 1068.95kb.
- В. И. Вернадского скоробогатова Т. Н. Учебное пособие, 1071.6kb.
- Даже в благополучные советские времена военно-морские учебные заведения то создавались,, 363.44kb.
- Министерство транспорта, 4126.23kb.
- Мероприятий по обеспечению защиты гражданской авиации, 306.28kb.
4. Люки и вырезы в крыле
Для обслуживания оборудования, размещенного в крыле, для монтажа и осмотра узлов управления на верхней и нижней поверхности обшивки крыла сделаны люки. Все люки закрываются крышками, устанавливаемыми заподлицо с обшивкой, а вырезы для «их с внутренней стороны крыла усиливаются окантовками, выполненными из листового материала Д16АМ различной толщины и отбортованными.
На верхней поверхности центроплана люков нет. Снизу на правой половине центроплана за передним лонжероном, между торцевой нервюрой и диафрагмой расположен люк для подхода к аккумулятору. Последний крепится непосредственно к крышке люка, выполненной из листового материала Д16АТ толщиной 0,8 мм и окантованной по контуру профилями Д16Т Пр101. Крышка люка установлена на шомпольной петле и удерживается в закрытом положении двумя пружинными замками типа «Дзус». В открытом положении при обслуживании аккумулятора крышка удерживается на двух тросиках Ø 3 мм.
С правой стороны в месте установки маслорадиатора в центроплане вырезана лобовая обшивка и установлен фигурный съемный воздухозаборник, который с помощью винтов и анкерных гаек прикреплен к переднему лонжерону и носкам нервюр центроплана. В нижней части воздухозаборника имеется овальный люк для подхода к сливной пробке маслорадиатора. Люк закрывается крышкой, изготовленной из листового материала Д16АМ толщиной 0,8 мм.
По оси симметрии центроплана к нижней полке заднего лонжерона крепится петля крышки люка для подхода к сливному крану расходного бака топливной системы. Крышка отштампована из материала Д16АМ и удерживается в закрытом положении двумя «Дзусами». Снизу на левой половине центроплана расположен люк для подхода к преобразователю ПО - 250. Вырез под него окантован нижней полкой заднего лонжерона, двумя специальными профилями и диафрагмой ниши шасси. Преобразователь закреплен непосредственно на крышке; при его обслуживании крышка удерживается в открытом положении на двух тросиках Ø 3 мм. На верхней поверхности каждой консоли между нервюрами № 6 и 7 сделаны люки под топливомеры, а между нервюрами № 7 и 8 - люки под заливные горловины топливных баков (см. рис. 18). Крышки люков выполнены из листового материала Д16АМ толщиной соответственно 1 мм и 1,2 мм и в закрытом положении удерживаются пружинными замками типа «Дзус».
Между нервюрами № 9 и 10 только на правой консоли имеется люк для подхода к датчику ИД - 3. Люк закрыт крышкой, выполненной из материала Д16АМ толщиной 1 мм, закрепленной шестью винтами с анкерными гайками.
За задним лонжероном каждой консоли между нервюрами № 11 и 12 имеется люк для подхода к угловой качалке управления элеронами. Люк закрывается крышкой, установленной на петле. Крышка изготовлена из листового материала Д16АМ толщиной 0,8 мм и удерживается в закрытом положении пружинным замком типа «Дзус».
На нижней поверхности каждой консоли за задним лонжероном между нервюрами № 8 и 8А расположены два люка - люк для подхода к промежуточной качалке управления элеронами и люк для подхода к корневому узлу навески элерона. Крышки обоих люков выполнены из листового материала Д16АМ толщиной 1 мм и крепятся к каркасу винтами с анкерными гайками и пружинным замком типа «Дзус». На съемных панелях каждой консоли, обеспечивающих подход к топливным бакам, на расстоянии 560 мм от оси переднего лонжерона расположен лючок для подхода к крану слива топлива. Он выполнен из материала Д16Т и крепится к панели двумя винтами с анкерными гайками. На участке между нервюрами № 9 и 10 в лобовом отсеке левой консоли расположен отсек фары. Сделанный в лобовой обшивке вырез под фару подкреплен дюралевой окантовкой, на которой установлены лапки из листовой стали 20 толщиной 0,6 мм для крепления стекла. Остекление выреза под фару выполнено органическим стеклом толщиной 3 мм. Окантовка и стекло поставлены по контуру носка консоли.
ГЛАВА 4. ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ
1. Общие сведения
Аэродинамические поверхности, образующие оперение самолета, обеспечивают продольную и путевую балансировку, устойчивость и управляемость.
Самолет Як-18Т - самолет нормальной аэродинамической схемы, который имеет горизонтальное и вертикальное оперение (рис. 27). Оперение самолета - однокилевое, подкосно-расчалочного типа.
Горизонтальное оперение представляет собой часть оперения самолета, предназначенную для обеспечения продольной балансировки, устойчивости и управляемости. На самолетах с дозвуковой скоростью полета, к которым относится и Як-18Т, горизонтальное оперение состоит из неподвижного стабилизатора 1 и подвижного руля высоты 2.
Вертикальное оперение предназначено для путевой балансировки, устойчивости и управляемости самолета. Вертикальное оперение состоит из неподвижного киля 5 и подвижного руля направления 6. При определении размеров и компоновке оперения самолета учитывались следующие основные требования:
- оперение во всем диапазоне скоростей и высот на всех режимах полета должно обладать достаточной эффективностью;
- в конструкции и при компоновке должны быть исключены причины, способные вызвать вибрации типа флаттер или бафтинг при его обтекании воздушным потоком;
- оперение должно обеспечивать балансировку при возникновении несимметричной нагрузки в случае посадки с боковым ветром и т. д.
 | |
| Рис. 27 Хвостовое оперение | |
| 1 - стабилизатор; 2 - руль высоты, 3 - антенны посадочной системы самолета; 4 - маяк; 5 - киль; 6 - руль направления; 7 - компенсатор; | 8 - ленточная расчалка; 9 - хвостовой навигационный огонь; 10 – зализ; 11 - триммер руля высоты; 12 - подкос стабилизатора; 13 - полотняная обшивка, 14 - гаргрот; |
| А и Б - узлы крепления подкоса стабилизатора; | В - узел крепления ленточных расчалок. |
Выполнение этих требований, как и в крыле, в значительной мере зависит от геометрических параметров оперения.
Внешние формы оперения.
Абсолютные геометрические параметры горизонтального оперения следующие:
| Площадь, м2 | 3,185 |
| Размах, м | 3,540 |
| Поперечное | 0° |
| Установочный угол стабилизатора | 0° |
| Площадь руля высоты, м2 (с триммером) | 1,235 |
| Площадь двух триммеров руля высоты, м2 | 0,102 |
Абсолютные геометрические параметры вертикального оперения имеют вид:
| Площадь (без гаргрота), м2 | 1,7 |
| Высота киля, м | 1,745 |
| Площадь руля направления, м2 | 0,982 |
Стабилизатор имеет в плане трапециевидную форму с закругленными концами и постоянный по размаху симметричный профиль. Руль высоты вписывается в общий профиль горизонтального оперения. Передняя кромка руля параллельна заднему лонжерону стабилизатора и на концах закругляется. Киль самолета Як-18Т имеет треугольную форму в плане с закругленным верхним концом.
Профиль киля симметричный. Для улучшения штопорных характеристик самолета на верхней части фюзеляжа установлен гаргрот, плавно переходящий в киль.
Большое значение имеет положение горизонтального оперения относительно крыла. Чтобы избежать вредного влияния сходящей с крыла на больших углах атаки спутной струи воздуха, которая может привести к потере самолетом продольной устойчивости и возникновению на оперении вибрации типа бафтинг, горизонтальное оперение должно быть либо поднято над крылом, либо опущено ниже его. На самолете Як-18Т горизонтальное оперение поднято над крылом.
Установкой оперения на хвостовой части фюзеляжа достигается простота конструкции, высокая ее жесткость и малая масса узлов крепления оперения к фюзеляжу.
Конструктивно-силовая схема оперения. Исходя из требований прочности, жесткости и минимума массы на самолете установлено однокилевое оперение подкосно-расчалочного типа металлической конструкции с полотняной обшивкой (см. рис. 27).
Крепление киля и стабилизатора к фюзеляжу и между собой производится стыковыми узлами, двумя трубчатыми подкосами 12 и четырьмя ленточными расчалками 8.
Стык оперения с фюзеляжем закрыт легкосъемным зализом 10, состоящим из двух половин, изготовленных из листового алюминиевого сплава АМГ6 - БМ. Крепление зализа к фюзеляжу, стабилизатору и килю осуществляется с помощью винтов и анкерных гаек. По кромке зализа приклеен дерматиновый кант. Гаргрот изготовлен из материала Д16М и приклепан к фюзеляжу и килю.
Подкосы 12, связывающие консоли стабилизатора с фюзеляжем, изготовлены из дюралевой трубы каплевидного сечения. В один конец трубы каждого подкоса вставлен вкладыш, изготовленный из листовой стали 20 толщиной 1 мм, склепанный с трубой трубчатыми заклепками. В другой конец трубы вклепан вкладыш, отштампованный из той же стали и имеющий внутреннюю резьбу под вильчатый болт. Вильчатым болтом обеспечивается регулировка подкоса по длине. Концы трубы подкоса обжаты под вкладыш.
В конструктивно - силовой схеме оперения использованы ленты-расчалки 8, изготовленные из материала С45А согласно ГОСТ 1874А. Нижний предел их натяжения 245 кгс, верхний - 305 кгс.
В верхней части киля самолета установлен навигационный световой маяк. В средней части киля, на панелях, приклепанных к его нервюрам, установлены курсовая и глиссадные антенны системы инструментального захода на посадку.
Нагрузки, действующие на оперение в полете. В полете на оперение действуют следующие внешние нагрузки:
- распределенные по поверхности аэродинамические нагрузки от аэродинамических сил;
- распределенные массовые силы от массы конструкции.
Массовые силы сравнительно невелики, и обычно в расчетах прочности оперения ими пренебрегают.
Нагрузки на горизонтальное оперение можно разделить на нагрузки уравновешивающие, маневренные и нагрузки при полете в турбулентной (неспокойной) атмосфере, которые определяются по нормам прочности для ряда расчетных случаев. Нагрузки уравновешивающие определяются из условия равенства моментов относительно оси OZ, самолета с горизонтальным оперением и без него.
На рис. 28 приведены силы, действующие на оперение. Приближенно уравновешивающая сила горизонтального оперения определяется в виде:
Pг.о.ур= Yкр a/Lг.о.
где
Yкр - аэродинамическая сила крыла;
Lг.о - расстояние от центра тяжести самолета до центра давления горизонтального оперения;
а - расстояние от центра давления крыла до центра тяжести самолета.
Другая часть расчетных случаев соответствует полету при выполнении маневра, когда при отклонении руля высоты возникает дополнительная нагрузка на горизонтальном оперении, называемая маневренной. Эта нагрузка (ΔPг.о.) неуравновешена и пропорциональна величине скоростного напора и площади горизонтального оперения.
Суммарная нагрузка горизонтального оперения (см. рис. 28):
Pг.о.= Pг.о.ур±Pг.о.
В расчетных случаях принимается во внимание и приращение нагрузки при порыве ветра. Она зависит от скорости потока, набегающего на горизонтальное оперение, и его площади. Уравновешивающая (демпфирующая) нагрузка на вертикальное оперение обусловлена равновесием моментов рысканья (относительно оси Оу) самолета с вертикальным и без вертикального оперения. Эта нагрузка определяется аналогично уравновешивающей нагрузке горизонтального оперения:
Pв.о.ур= Yкр b/Lв.о.
Аналогично нагрузкам на горизонтальное оперение определяются маневренные нагрузки, и нагрузки при полете в турбулентной атмосфере на вертикальное оперение. Нагрузка по размаху горизонтального и вертикального оперения распределяется пропорционально длине хорд. По хорде оперения нагрузка распределяется в зависимости от величины отклонения руля (рис. 29). Вследствие того, что по конструкции горизонтальное оперение аналогично вертикальному, метод их расчета на прочность один и тот же.
Равнодействующая аэродинамической нагрузки на стабилизатор и киль приложена в центре давления и распределяется между лонжеронами - основными силовыми элементами. При построении эпюр изгибающих моментов, перерезывающих сил и крутящих моментов исходят из следующих условий:
- передний лонжерон стабилизатора рассматривается как балка на двух опорах - подкосе и узле на фюзеляже;
- задний лонжерон стабилизатора рассматривается совместно с рулем высоты, реакции которого передаются на задний лонжерон, причем жесткая опора стабилизатора - опора на ленточной расчалке;
- передний лонжерон киля рассчитывается как балка с заделкой в основании;
- задний лонжерон киля рассматривается совместно с рулем направления, при этом основание лонжерона считается заделкой, а точки крепления ленточных расчалок - опорой (см. рис. 27).
 | Рис 28. Силы, действующие на оперение: |
| Yкр; Yнос - аэродинамические силы крыла и фюзеляжа; L г.о - расстояние от ц.т. самолета до ц.т. соответствующего оперения. |
При такой силовой схеме подкосы работают на растяжение и сжатие, передавая нагрузку от горизонтального оперения на силовой шпангоут № 19 фюзеляжа. Максимальное усилие по подкосу составляет - 840 на сжатие; 825 на растяжение; на растяжение по ленточной расчалке - 105 кгс.
Нервюры стабилизатора и киля, как и нервюры крыла, обеспечивают заданную форму профиля оперения, передают воздушную нагрузку на лонжероны и подкрепляют обшивку и стенки лонжеронов. Полотняная обшивка образует заданную форму оперения и воспринимает аэродинамическую нагрузку.
 | Рис 29 Распределение нагрузки по хорде оперения |
Передача нагрузок на элементы руля высоты и руля направления и расчет их на прочность производятся так же, как для элерона крыла