какие силовые элементы крыла воспринимают крутящий момент

Какие силовые элементы крыла воспринимают крутящий момент

1.4. Силовая работа крыла
С точки зрения строительной механики крыло представляет собой консольно закрепленный брус, загруженный перечисленными выше нагрузками, которые вызывают деформации изгиба и кручения.

Величина действующих сил, их распределение по размаху и хорде определяются при проведении прочностного расчета крыла. Отдельно рассматривается общая силовая работа крыла как бруса и работа его элементов при восприятии местной воздушной нагрузки.
Общая работа крыла. По известным нагрузкам строятся эпюры изменения по размаху крыла перерезывающих сил Q, изгибающих M и крутящих M_z моментов.

Уравновешивающие реакции возникают по стыковым швам, соединяющим обшивку со стрингерами, нервюрами, поясами лонжеронов и стенок. Эти реакции для стрингеров являются поперечной нагрузкой и заставляют их работать на изгиб. Опорами для них служат нервюры. Вертикальная нагрузка, передаваемая с обшивки и стрингеров на нервюру уравновешивается реакциями стенок, с которыми связана нервюра, а также потоком касательных усилий со стороны замкнутого контура, на который опирается нервюра. Напряжения в элементах крыла от местной нагрузки обычно невелики и часто не учитываются. Исключением являются нервюры, для которых местная нагрузка является основной. При рассмотрении местного нагружения элементов крыла обычно определяющим для них является не прочность, а жесткость, т.е. их деформации, от которых зависит искажение внешних обводов крыла под нагрузкой.

Источник

РАБОТА КРЫЛА НА СДВИГ ИЗГИБ, КРУЧЕНИЕ.

Изгибающий момент внутренних сил, сопротивляющихся деформации изгиба. В сечении он численно равен алгебраической сумме моментов сил, действующих на отсеченную часть, относительно центра жесткости сечения. В рассматриваемом примере М_из = РL, где L- расстояние от направления действия силы Р до сечения.

Для расчета крыла на прочность необходимо знать усилия, действующие в различ­ных сечениях. С этой целью строят эпюры поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов. При этом свободнонесущее крыло рас­сматривается как балка, жест­ко закрепленная в фюзеля­же (ее опорами являются узлы крепления крыла к фюзеляжу).

Вдоль размаха крыла действуют погонные нагрузки q_c и m_кр. Если их суммировать со свободного конца крыла в сторону фюзеляжа, получаются усилия, действующие в сечениях крыла: поперечная сила, изгибающий и крутящий моменты. В сечениях, где на крыле установлен агрегат, возникают сосредоточенные поперечная сила и крутящий момент. Поэтому на эпюре поперечной силы имеется скачок Δ Q = Р_аг, а на эпюре крутящего момента скачок Δм_кр = Р_агс (см. рис. 3.5). Эпюры М_из, М_кр и Q позволяют определить усилия в каждом сечении крыла и выявить наиболее нагруженные сечения от различных видов деформаций.

На борту фюзеляжа поперечная сила уравновешивается весом фюзеляжа и грузов, закрепленных на нем. Изгибающий момент замыкается в крыле и на фюзеляж не передается. Крутящий момент на фюзеляж передается и уравновешивается оперением самолета.

Изгибающий момент, действующий в сечении крыла, в общем случае вызывает усилия растяжения и сжатия поясов лонжеронов, стрингеров и жесткой обшивки (рис. 2.8.). Сумма этих усилий на каждой панели крыла.

Поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов, нагружая их усилиями Q₁ и Q₂, составляющими общей силы Q = Q₁ + Q₂

Рис. 2.7. Конструкция кессонного крыла:

1 — обшивка; 2 — передний лонжерон; 3 — носовая часть крыла;

4 — задний лонжерон; 5 — нервюра.

Рис. 2.8. Нагружение продольных элементов и обшивки крыла

Таким образом, в стенках лонжеронов возникают касатель­ные напряжения от поперечной силы икрутящего момента. Направление действия напряжений может совпадать или же быть противоположным. При расчете стенок на прочность эти напряжения алгебраически суммируются.

Передача нагрузок силовыми элементами крыла происходит следующим образом. Воздушная нагрузка, действующая на обшивку в виде сил разрежения и давления, воспринимается ею как пластиной, закрепленной на стрингерах и нервюрах (рис. 2.10.). С обшивки нагрузка передается через заклепочные (клее­вые, болтовые) соединения в основном на стрингеры и частично на нервюры, нагружая их поперечной распределенной нагруз­кой.

Рис. 2.10. Схема передачи нагрузок силовыми элементами крыла:

1 — обшивка; 2 — стрингер; 3 — нервюра

Рис. 2.11. Нагружение нервюры Рис. 2.12. Нагружение лонжерона

Силы Р_н вызывают в стенках лонжеронов деформации изгиба и сдвига

(рис. 2.12). Изгибающий момент воспринимается поясами лонжеронов, в которых возникают усилия растяжения и сжатия: N = М_т/Н- Поперечная сила Q, равная сумме реакций нервюр Р_н, воспринимается стенкой лонжерона, в которой от ее действия возникают касательные напряжения τ_q.

ЗАНЯТИЕ №2

Общие условия выбора системы дренажа: Система дренажа выбирается в зависимости от характера защищаемого.

Организация стока поверхностных вод: Наибольшее количество влаги на земном шаре испаряется с поверхности морей и океанов (88‰).

Механическое удерживание земляных масс: Механическое удерживание земляных масс на склоне обеспечивают контрфорсными сооружениями различных конструкций.

Источник

Крыло самолета и действующие на него нагрузки

Крыло, обеспечивая создание практически всей подъемной силы, является высоконагруженной частью самолета. К основным нагрузкам крыла относятся аэродинамические и массовые силы. Аэродинамическая нагрузка возникает в результате взаимодействия крыла с воздушным потоком и является распределенной (рис. 3.5).

Вектор аэродинамической нагрузки является равнодействующей подъемной силы и лобового сопротивления. Величина расчетной

(разрушающей) аэродинамической нагрузки

определяется по формуле

где G – сила тяжести самолета;

n – коэффициент эксплуатационной перегрузки;

f – коэффициент безопасности.

Равнодействующие погонной аэродинамической нагрузки приложены

по линии центров давления крыла (рис. 3.6).

Рис. 3.6. Нагрузки, действующие на крыло

Массовые нагрузки – это силы тяжести и инерции масс конструкции самого крыла, топлива, грузов и агрегатов, расположенных внутри или прикрепленных к нему снаружи. Инерционные силы возникают при появлении ускорений в криволинейных полетах, при полете в болтанку или при ударе о землю во время посадки.

Погонные массовые нагрузки конструкции крыла распределяются по размаху так же, как и его масса. Равнодействующие погонных массовых сил приложены по линии центров тяжести крыла, которую можно считать проходящей через точки, лежащие на 42-45 % хорд от носка крыла.

Конструкция крыла и работа его отдельных силовых элементов

Крылья самолетов отличаются также большим разнообразием особенностей конструкции. Во всех случаях крыло должно быть достаточно прочным и жестким

при минимальной массе.

Передавая подъемную силу на фюзеляж, крыло подвергается деформациям изгиба, кручения и сдвига (рис 3.7), которые должны восприниматься соответствующими силовыми элементами.

Рис. 3.7. Виды нагружения

Крылья различных типов обычно представляют собой наборы однотипных элементов, участвующих в восприятии внешних нагрузок и составляющих его конструктивно-силовую схему.

К продольному набору относятся лонжероны и стрингеры.

Лонжероны воспринимают изгибающий момент и поперечную силу. Лонжероны представляют собой продольные балки, состоящие из поясов и стенок. Изгибающий момент воспринимают пояса лонжеронов, в которых возникают большие осевые усилия. Стенки лонжеронов, воспринимая практически всю поперечную силу, работают на сдвиг. Кроме того, стенки совместно с обшивкой образуют замкнутые контуры, воспринимающие крутящий момент.

Стрингеры – продольные элементы, участвующие в восприятии изги- бающего момента. При этом в них действуют осевые силы сжатия или растяжения. Стрингеры подкрепляют обшивку, увеличивая ее устойчивость, воспринимают местную воздушную нагрузку и передают ее на нервюры.

Поперечный набор крыла обычно состоит из нервюр, которые по на- значению делятся на нормальные и силовые (или усиленные). Нервюры придают форму профилю, подкрепляют продольные элементы и обшивку, увеличивая их устойчивость.

Обшивка образует гладкую, удобообтекаемую поверхность, гермети- зирует крыло. Она не только воспринимает аэродинамическую нагрузку, но и работает на кручение, а часто и на изгиб. Степень участия обшивки в восприятии изгибающего момента зависит от ее толщины.

Под конструктивно-силовой схемой крыла подразумевается совокуп- ность и взаимное расположение элементов конструкции, воспринимаю- щих основные силовые факторы.

Силовые схемы всех крыльев принято подразделять в зависимости от способа восприятия изгибающего момента, основного силового фактора, на лонжеронные, стрингерные и моноблочные.

Лонжеронным называется крыло, у которого изгибающий момент вос- принимается мощными поясами лонжеронов, а относительно слабые стрингеры служат для подкрепления тонкой обшивки.

В стрингерном крыле основную долю изгибающей нагрузки крыла берут на себя стрингеры.

Моноблочным называется крыло, у которого во всех сечениях изгибающий момент воспринимается верхней и нижней панелями, состоящи- ми из толстой обшивки, подкрепленной набором мощных стрингеров. В полёте верхняя панель работает на сжатие, нижняя – на растяжение. Крутящий момент в моноблочном крыле воспринимается верхней и нижней панелями, а также стенками лонжеронов, в которых возникают касательные напряжения, направленные против часовой стрелки. Усилия от сдвига в вертикальной плоскости в моноблочном крыле воспринимаются стенками лонжеронов, в которых возникают касательные напряжения, направ- ленные в полете вниз.

Дата добавления: 2018-06-27 ; просмотров: 2246 ; Мы поможем в написании вашей работы!

Источник

ПУТЬ СИЛ И РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ В СИЛОВОЙ СХЕМЕ КРЫЛА

СИЛОВЫЕ СХЕМЫ, КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА КРЫЛЬЕВ

Крыло представляет собой сложное инженерное соору­жение. При проекти­ровании и расчете на прочность выделяются силовая схема и
силовые элементы.

В обычной конструкции крыла силовыми элементами являются
(рис. 14.1):

— обшивка;

— лонжероны и стрингеры (продольный наборкрыла);

— нервюры (поперечный наборкрыла);

— соединения (закле­почные, болтовые, сварные или клеевые).

Рис. 14.1. Конструкция крыла

1 — обшивка; 2 — лонжерон; 3 — стрингер; 4 — нервюра; 5 — соединения

Крыло самолета-моноплана можно рассматривать как балку, которая под действием нагрузок работает на изгиб, сдвиг и кручение.

Часть балки крыла, ограниченная передним и задним лонжеро­нами, называется кессоном.

ПУТЬ СИЛ И РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ В СИЛОВОЙ СХЕМЕ КРЫЛА

Рассмотрим напряженно-деформированное состояние (НДС) крыла, проследив последовательность передачи сил в силовой схеме.

Основная нагрузка на крыло — воздушная.

Массовые нагрузки от сил тяжести и инерции конструкции распределяются по каждому ее элементу. Дальше эти нагрузки передаются совместно с приходя­щимися на элемент силами от воздушной нагрузки.

Рассмотрим последовательность передачи сил по элементам силовой схемы прямого двухлонжеронного крыла с малой конус­ностью.

1. Воздушная нагрузка (рис. 14.2) непосредственно восприни­мается обшивкой, опертой на стрингеры, нервюры и лонжероны. При этом обшивка нагружается избыточным давлением, которое является разностью внутреннего (оно практически равно атмос­ферному) и наружного, определяемого условиями обтекания крыла,

р_изб = р_нар — р_вн. (14.1)

Рис. 14.2. Распределение нагрузки от избыточного давления по поверх­ности крыла

Обшивка в соответствии с направлением р_изб прижимается к опорам или отрывается от них. При этом она работает на поперечный изгиб и как мембрана на растяжение цепными напряже­ниями (при наличии прогиба).

2. Нагрузка от обшивки передается на нервюры и стрингеры в виде распределенной по их длине погонной нагрузки q_ни q_стр (рис. 14.3, а).

Это происходит при непосредственном контакте при прижатии или через соединения (заклепки, сварные или клеевые соединения) при отрыве.

Рис. 14.3. Нагрузки на силовые элементы крыла

3. Стрингеры работают на поперечный изгиб как многоопорные балки. Они передают приходящую к ним нагрузку на нервюры в виде сосредоточенных сил R_н. На нервюры передаются также нагрузки от креплений грузов и конструкций, установленных на крыле.

4. Схема нагружения и урав­новешивания нервюры показана на
рис. 14.3, б. Здесь ΔY_Н — рав­нодействующая нагрузок, прихо­дящихся на нервюру от обшивки и стрингеров. Она приложена в центре нагрузок сечения крыла и уравновешена реак­циямиΔQ₁ + ΔQ₂ = ΔQ. Эти реакции вызывают погонные касательные усилия q₁и q₂, которые возникают от заклепочных швов соединений нервюры со стенками лонжеронов.

Момент ΔY_Н·а стремится повернуть нервюру относительно центра жесткости сечения крыла. Он уравно­вешен крутящим моментом ΔМ_крут от потока касательных усилий Δq_крут, возникающего в замкнутом контуре соединения нервюры со стенками лонжеронов и с верхней и нижней обшивкой.

Под действием указанных нагрузок и реакций нервюра рабо­тает на изгиб и сдвиг в своей плоскости.

5. От нервюры на стенки лонжеронов и обшивку действуют потоки
Δq₁, Δq₂, Δq_крут, равные потокам, идущим на нервюру от стенок и обшивки, и в сумме эквивалентные нагрузке на нервюру ΔY_н.

Рассмотрим нагружение и уравновешивание стенки лонжерона
(рис. 14.3, в и 14.4).

Рис 14.4 Схемы возникновений осевых сил в панелях Р_пан, поперечной
силы Q в стенках кессона (а) и нагружения контура крутящим
моментом М_крут (б)

Свободный конец лонжерона находится у нервюры Н1, лонжерон крепится к центроплану у нервюры Н4.

От нервюр Н1, Н2, Н3, Н4 на стенку передаются потоки касательных усилий Δq₁₁, Δq₁₂, Δq₁₃, Δq₁₄.

По закону парности касательных напряжений погонные касательные усилия qи напряжения τ = q/δв вертикальном и горизонтальном сечениях, проходящих через определенную точку стенки, равны.

Значения qи τ скачкообразно возрастают при переходе от нервюры к нервюре и движении в направлении от конца к корню крыла.

Также скачкообразно меняется и эпюра поперечных сил Q
(рис. 14.4, а), но при построении ее расчетным путем (без учета дискретного приложения нагрузок к стенкам) она имеет вид, показанный на рисунке штриховой линией.

При непараллельности поясов на стенки передаются дополнительные нагрузки от М_изг.

Стенка, которая нагружена потоками погонных касательных усилий Δq и q,работает на сдвиг.

6. Потоки усилий q_i(см. рис. 14.3, в)передаются от стенки через заклепочные швы (или соединения другого типа) на пояса лонжерона и нагружают пояса осевыми усилиями. Их величина увеличивается от конца к корню крыла.

Пояса входят в состав панелей. Поэтому определенная доля осевых нагрузок снимается с них обшивкой и передается на стрингеры за счет работы обшивки на сдвиг.

Осевые нагрузки вызывают растяжение или сжатие элементов панелей. На рис. 14.3, в верхний пояс сжимается, а нижний растягивается усилиями Р_п1.

На рис. 14.4, а показана эпюра осевых сил в панели Р_пан вдоль размаха крыла.

Внутренние усилия растяжения и сжатия панелей Р_паи в каждом сечении крыла образуют пару сил, момент которой и является изгибающим моментом крыла в данном сечении М_изг.

Поперечная си­ла Q = Q₁ + Q₂.

У борта фюзеляжа усилия Q и изгибающий момент М_изгпередаются на узлы крепления консоли крыла к фюзеляжу или центроплану.

Крутящие моменты ΔМ_крут, которые передаются нервюрами на замкнутый контур в виде потоков касательных усилий Δq_крут, скачкооб­разно накапливаются от конца к корню крыла (см. рис. 14.4, б). Они уравновешиваются в сечениях крыла крутящим моментом М_крут, распределенным по контуру сечения в виде погонных касательных усилий Δq_крут.

Под действием касательных усилий обшивка работает на сдвиг.

На рис. 14.4, б штриховой линией показана эпюра крутящих моментов, построенная без учета дискретной передачи нагрузок на замкнутый контур.

Выше была рассмотрена схема передачи сил от обшивки к стенкам. Она справедлива для крыла с обшивкой, которая имеет невысокую изгибную жесткость.

В крыле с более жесткой обшивкой возможна передача воздушной нагрузки от обшивки к стенкам, как через нервюры, так и минуя их.

Сделаем краткие выводы о назначении и работе силовых элементов, которые образуют основную силовую схему крыла. Она обеспечивает общую прочность балки крыла.

Обшивка:

—придает крылу обтекаемую форму;

— воспринимает воз­душную нагрузку. При этом она работает на поперечный изгиб. При наличии прогиба обшивка работает также и на растяжение (цепные напряжения);

— при изгибе и кручении балки крыла обшивка работает также на растяжение (или сжатие) и на сдвиг.

Лонжероны.

Пояса лонжеронов, работают на растяжение или сжатие. Они воспринимают часть изгибающего момента.

Стенки лонже­ронов воспринимают поперечную силу и совместно с обшивкой воспринимают крутящий момент. Они работают на сдвиг.

Стрингеры:

— воспринимают вместе с обшивкой часть изгибающего момента. При этом они работают на растяжение или сжатие;

— передают воздушную нагрузку от обшивки на нервюры, работая на поперечный изгиб.

— стрингеры, являются опорами обшивки, они повышают ее крити­ческие напряжения и уменьшают местные деформации.

Нервюры:

— сохраняют заданную форму профиля крыла;

— передают на лонжероны и обшивку нагрузки от воздушных и массовых сил;

— повышают критические напряжения обшивки и стрингеров, так как они являются опорами обшивки и стрингеров.

Соединениясвязывают между собой основные силовые элементы и передают силы от одних частей силовой схемы к другим.

В конструкцию крыла входит также ряд деталей, не отно­сящихся к силовой схеме (законцовки крыла, зализы, ленты или крышки, закрывающие щели в плоскостях разъемов крыла, вспомогательные стенки перед элеронами и др.). Эти детали воспринимают приходящиеся на них местные нагрузки, передают их на основные силовые элементы, для чего они должны обладать необходимой прочностью.

Дата добавления: 2015-12-22 ; просмотров: 3941 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ

Источник

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА ОСНОВНЫХ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА

Конструктивно-силовую схему крыла обычно образуют элементы продольного, поперечного набора и обшивка. К продольному набору относятся лонжероны, продольные стенки и стрингеры. Поперечный набор состоит из нервюр.

Приближенно можно считать

где h — расстояние между центрами тяжести сечений поясов.

Потребная площадь S сечения поясов может быть определена как

где — допускаемое напряжение в поясах.

Для крыльев современных самолетов, имеющих малые строительные высоты, характерно применение балочных лонжеронов.

Формы и размеры поперечных сечений поясов таких лонжеронов могут быть различными:

Балочные лонжероны изготавливаются из алюминиевых сплавов и высококачественных сталей, а в последних конструкциях — из магниевых сплавов с добавкой титана. Для уменьшения веса поясов их сечение делают переменным по длине лонжеронов. С уменьшением строительной высоты лонжеронов на тонких крыльях скоростных самолетов пояса начали изготовлять из толстостенных профилей.

П р о д о л ь н о й с т е н к о й называется элемент конструкции, менее мощный, чем лонжерон, и расположенный вдоль крыла на всю его длину или на длину части крыла. Продольные стенки воспринимают поперечную силу и частично крутящий момент крыла. По конструкции они аналогичны лонжеронам, но имеют более слабые пояса. Продольные стенки обычно ставятся в хвостовой и носовой частях крыла. Они соединяют верхнюю и нижнюю обшивку крыла и совместно с лонжеронами и обшивкой образуют в поперечном сечении замкнутые контуры, воспринимающие кручение.

Лонжероны и продольные стенки служат также опорами для нервюр и в комплексе с остальным набором крыла обеспечивают его общую прочность и жесткость.

По форме сечения стрингеры бывают открытого и закрытого П-образного сечения, по способу изготовления — гнутые (рисунок а, поз. 1. 7) и прессованные (рисунок б, поз. 8. 17). На рисунке в показаны формы стрингера для придания жесткости задней кромке крыла. Приведенные здесь профили могут быть использованы не только в стрингерах, но и в качестве поясов нервюр (шпангоутов) и лонжеронов, а также подкрепляющих стоек.

Прессованные профили имеют обычно более толстую стенку, чем гнутые, и при прочих равных условиях критические напряжения сжатия у них выше, но их труднее крепить к обшивке (особенно с большой кривизной). Такие профили лучше применять в сильно нагруженных панелях крыла, оперения и фюзеляжа.

Для повышения сжатия профилей открытого сечения на их лапках со свободным краем выполняют утолщения — бульбы (см. рисунок, поз. 9,10,13) или на концах лапок делают отгибы (см. рисунок, поз. 3. 7). Обычно значение стрингера, скрепленного с обшивкой,

Типовые профили стрингеров

выше значения изолированного стрингера — обшивка мешает стрингеру закручиваться и ориентирует плоскость выпучивания стрингера по нормали к своей поверхности.

При растяжении = (0,8. 1,0) ; при сжатии = ; = 0,9Е , где b — ширина; — толщина стенки стрингера.

По размаху крыла к его концу для обеспечения равнопрочности конструкции площади поперечных сечений стрингеров (или число стрингеров) уменьшают переходом на другой сортамент или фрезерованием.

По выполняемым функциям нервюры могут быть нормальные и усиленные. Нормальные нервюры служат для сохранения расчетной формы профиля крыла и передают местные воздушные нагрузки на продольный набор и обшивку. Усиленные нервюры, помимо выполнения функций нормальных нервюр, являются также элементами местного усиления конструкции крыла. Они воспринимают сосредоточенные нагрузки от шасси, двигателей, вооружения и других агрегатов.

Балочные нервюры состоят из полок и стенки; изготавливаются они обычно штамповкой из металлических листов. Для уменьшения массы в стенках делаются вырезы облегчения, которые используются для монтажа и проводки систем самолета.

Края вырезов облегчения для повышения устойчивости стенок отбортовываются, а у силовых нервюр подкрепляются окантовками. Края стенок отгибаются, образуя полки нервюр, к которым крепится обшивка. В усиленных нервюрах полки изготавливаются из прессованных или катаных профилей.

Рамные нервюры представляют собой плоские рамы, состоящие из двух разъемных половин, разделенных хордой. Рамные нервюры применяются в тех случаях, когда в крыле требуется разместить грузы (например, топливные баки) или по технологическим условиям необходим разъем крыла в плоскости хорд. По массе такие нервюры тяжелее, чем балочные, так как каждая половина рамной нервюры работает самостоятельно, как двухпоясная балка с малой строительной высотой.

Ферменные нервюры представляют плоскую ферму, состоящую из полок, стоек и раскосов. Такие нервюры применяются преимущественно в крыльях с большой строительной высотой профиля.

Расстояние между нервюрами изменяется в широких пределах от 120 до 400 мм и определяется при расчете крыла на прочность. При нагружении крыла воздушными нагрузками нервюра работает как балка, опорами которой служат лонжероны. Расчетной силой для нервюры является воздушная нагрузка участка обшивки между двумя нервюрами. Упрощенная схема нагружения нервюры в двухлонжеронном крыле представлена на рисунке выше.

О б ш и в к агерметизирует конструкцию крыла, образует и сохраняет форму. Воспринимая воздушную нагрузку, обшивка участвует в работе крыла на изгиб и кручение. На сверхзвуковых самолетах обшивка обычно изготавливается из алюминиевых или титановых сплавов и жаропрочных сталей. В последнее время особое внимание уделяется созданию обшивки и других элементов конструкции из композиционных материалов и пластмасс.

Отношение массы обшивки к массе крыла равно 0,25. 0,4 в зависимости от силовой схемы крыла.

Наружная поверхность обшивки должна быть гладкой (допускается шероховатость до 5 мкм) и полированной. Толщина обшивки может достигать 15 мм и изменяется по размаху и хорде крыла. Размеры листов обшивки подбираются такими, чтобы их соединения приходились на нервюрах, лонжеронах или стрингерах. Листы обшивки соединяют встык или внахлестку при помощи потайных заклепочных, клеевых или сварных швов. С аэродинамической точки зрения лучше соединение встык. Стыки приходятся обычно на элементы каркаса.

Целесообразное размещение элементов продольного набора в панели, состоящей из обшивки и стрингеров, зависит от характера распределения напряжений по сечению панели, которое устанавливается экспериментально.

Воздушная нагрузка действует непосредственно на обшивку следующим образом:

Каждый участок панели обшивки, ограниченный двумя соседними элементами продольного и поперечного набора передает на них воспринятую воздушную нагрузку в виде погонной нагрузки q_стр и q_нерв.

На эпюре распределения напряжений сжатия в панели видно, что не вся обшивка панели работает одинаково. Можно выделить присоединенный к стрингеру участок обшивки шириной b_пр, прилегающий к стрингеру и работающий с большими напряжениями. Стрингеры целесообразно располагать так, чтобы присоединенные участки соприкасались. Тогда обшивка будет работать с наибольшим возможным напряжением.

В настоящее время в конструкциях крыла в качестве обшивки, кроме листового материала, используются монолитные и трехслойные панели

Монолитные панели применяются на крыльях с малыми строительными высотами, устанавливаемых на скоростных самолетах. Такие панели обеспечивают заданную форму профиля и хороший теплоотвод от обшивки, нагревающейся при полете на больших скоростях.

В последнее время широкое применение нашла трехслойная обшивка, состоящая из двух несущих листовых слоев и расположенного между ними заполнителя. В качестве заполнителя используются легкие материалы сотовой или пористой структуры и гофрированные листы. Трехслойная обшивка имеет достаточно высокие критические напряжения сжатия. Поэтому при такой обшивке не требуется подкрепляющий продольный набор стрингеров и расстояния между нервюрами могут быть увеличены, что снижает массу конструкции. По сравнению с одинарной, многослойная обшивка обладает следующими преимуществами:

способна воспринимать все нагрузки, лежащие в плоскости панели и нормальные к ней, практически исключая общую потерю устойчивости;

имеет высокое качество поверхности из-за отсутствия заклепочных швов;

имеет хорошие термо- и звукоизоляционные свойства;

дешевле в производстве.

В качестве недостатков многослойной обшивки можно отметить сложность контроля качества соединения слоев и монтажа панелей, а также трудность ремонта при повреждениях.

Обшивки с заполнителями применяются на многих современных серийных самолетах и имеют широкие перспективы.

ОПЕРЕНИЕ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ.

Горизонтальное оперение (ГО)предназначено для обеспечения продольной устойчивости самолета.

Вертикальное оперение (ВО)— путевой устойчивости и управляемости самолета.

Эти задачи решаютсяобразованием на оперении переменных по величине и направлению аэродинамическихсил, необходимых для обеспечения заданных режимов полета.

На рисунках а, б показан внешний вид оперения нормальной и Т-образной схем, состоящего из неподвижного 1 или переставного 5 (с изменяемым в полете углом установки) стабилизатора с рулями высоты 2 и неподвижного киля 3 с рулем направления 4.

Эти схемы оперения характерны для большинства современных самолетов с дозвуковой скоростью полета. На самолетах со сверхзвуковой скоростью полета из-за недостаточной эффективности РВ при полете на сверхзвуковой скорости применяют цельноповоротное горизонтальное оперение (ЦПГО)6 без рулей высоты (см. рисунок в).

При превышении в полете скорости звука возрастает статическая устойчивость и соответственно ухудшается управляемость самолета из-за смещения назад фокуса. Парировать это явление и обеспечить высокие маневренные возможности сверхзвуковых самолетов можно, повышая эффективность их органов управления относительно оси Z. Однако при полете со сверхзвуковой скоростью (М > 1) эффективность рулей высоты снижается, так как из-за скачка уплотнения на носке руля (рисунок б) изменения давления при отклонении руля

не распространяются на все ГО, как это имеет место при полете на дозвуковой скорости (см. рисунок а). Переход на ЦПГО позволяет резко увеличить эффективность ГО, особенно на сверхзвуковых скоростях (эффективность оперения определяется величиной приращения его подъемной силы при изменении угла атаки на один градус). Значительно реже по той же причине (из-за снижения эффективности рулей направления при сверхзвуковом полете) применяется цельноповоротное ВО, так как остающейся при этом эффективности рулей направления в большинстве случаев еще достаточно для обеспечения нормальной управляемости самолетом.

Для повышения эффективности ВО применяются подфюзеляжные кили 7 (см. рисунок в), включающие в работу фюзеляж в районе ВО, что снижает влияние на путевую устойчивость затенения ВО крылом и фюзеляжем на больших углах атаки. Повышает эффективность ВО и форкиль 5 (см. рисунок в).

Относительная масса оперения _0П = 0,015. 0,025.

Эффективность оперения зависит от скоростного напора, площади оперения, его форм и расположения, жесткости оперения и жесткости опор, к которым оно крепится.

Основным требованием к оперению является обеспечение высокой эффективности оперения для получения необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета, определяемых ТТТ к самолетам в зависимости от их назначения и условий применения, при наименьшей массе оперения. Выполнение этоготребования достигается прежде всего выборомрациональных форм, значений параметрови расположения оперения.

Оперение по характеру работы является такой же несущей поверхностью, как и крыло, только с меньшим удлинением. Поэтом она оперение в полете действуют такие же нагрузки от аэродинамических и массовых сил. Величина и распределение нагрузок по размаху и хорде оперения зависят от режима полета.

Нагрузки от аэродинамических сил можно разделить на уравновешивающие и маневренные.

У р а в н о в е ш и в а ю щ и е нагрузки, необходимые для балансировки самолета на заданном режиме полета, определяются для горизонтального оперения из условия равенства моментов относительно поперечной оси OZ

Важное значение имеет расположение горизонтального оперения относительно крыла. На самолете с оперением нормальной схемы воздушный поток, обтекающий оперение, тормозится крылом, что снижает эффективность оперения, особенно на больших углах атаки и при числах М, превышающих критические. Кроме того, за крылом имеется спутная завихренная струя воздуха, при попадании в которую на горизонтальном оперении могут возникнуть вибрации резонансного типа (бафтинг), способные быстро разрушить стабилизатор. Поэтому горизонтальное оперение стараются разместить за пределами потока, сходящего с крыла. Его либо опускают ниже крыла, либо поднимают над крылом, а часто располагают на киле вертикального оперения.

Типы нагрузок и характер нагружения оперения и крыла аналогичны. Поэтому их конструктивно-силовые схемы (ККС) весьма похожи.

Конструкции стабилизаторов и килей состоят из продольного набора (лонжеронов, стенок, стрингеров), поперечного набора (нервюр) и обшивки. Наиболее распространенными являются двухлонжеронные и кессонные конструкции.

На рисунке а, приведены конструкция и форма (вид сбоку) двухлонжеронного стреловидного киля с рулем направлений. КСС такого киля, получившая довольно широкое распространение, включает в себя лонжероны 3 и 4, стенку 6, бортовую 7, корневую 2 и силовые 5 нервюры.

Киль крепится к вертикально расположенным силовым шпангоутам фюзеляжа. Так как к узлам крепления киля лонжероны подходят под большим углом, то бортовая нервюра, воспринимающая большую часть изгибающего момента от лонжерона, делается очень мощной, как правило, с глухой стенкой, подкрепленной стойками, а ее пояса накладками 1 связываются с поясами лонжеронов и моментными узлами.

В конструкции килей сверхзвуковых самолетов получили распространение КСС с одной или несколькими подкосными балками (по типу стреловидных лонжеронных крыльев с подкосной балкой), по которым нагрузки киля кратчайшим путем передаются на узлы крепления на шпангоутах фюзеляжа. Такие схемы, дающие выигрыш в массе киля, целесообразны для разнесенного ВО. Для таких схем ВО, имеющих небольшую высоту (короткие лонжероны), может подойти и многолонжеронная КСС (см. рисунок б).

Силовые элементы оперения крепятся, как правило, к усиленным силовым элементам фюзеляжа (усиленным бортовым нервюрам, усиленным шпангоутам).

Стабилизаторы могут быть разъемными или неразъемными по размаху. Неразъемные стабилизаторы имеют более простую и легкую конструкцию. Однако часто по условиям технологии и эксплуатации применяются разъемные стабилизаторы, имеющие разъем в плоскости симметрии самолета или у борта фюзеляжа.

ВИБРАЦИЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ.

Максимальное отклонение (при = 1) называется амплитудой колебаний; — круговой частотой, измеряемой числом радианов в секунду, т е.

Механические колебания с малыми амплитудами и большими частотами в литературе часто называют вибрациями. Таким образом, один из признаков вибрации — относительно малые отклонения тела по отношению к его характерным размерам при механических колебаниях. Второй признак — высокая частота — не всегда характерен для вибраций.

В зависимости от способа возбуждения различают следующие виды колебаний:

Крыло и оперение представляют собой механические системы с распределенными массами и жесткостями, а следовательно, обладают бесчисленным количеством степеней свободы. Число собственных форм колебаний системы равно числу степеней свободы. Каждой форме собственных колебаний соответствует вполне определённый закон распределения амплитуд колебаний, а также определенная частота собственных колебаний. Частоты и формы собственных колебаний системы определяются величиной, распределением масс и жесткостей и условиями опирания (граничными условиями) и могут быть изменены только в результате изменения этих параметров.

Частоты и формы собственных колебаний системы не зависят от величины начального возмущения (толчка). Начальное возмущение одинаково влияет на амплитуды колебаний всех материальных точек системы, поэтому отношение амплитуд различных точек системы (форма колебаний) при этом не изменяется.

Так же, крыло и оперение, впрочем как и другие части и агрегаты самолета колеблются под воздействием возмущающих сил. Их источники: колебания силовой установки, акустические колебания, стрельба из пушек, турбулентная атмосфера, сорванный поток от впереди расположенных частей самолета. Возникающие при этом силы вызывают колебания агрегатов планера (крыла и оперения) и их отдельных частей (например, панелей). Совпадение частот собственных и вынужденных колебаний приводит к резонансу и увеличению амплитуд колебаний. Сами колебания (например, циклические воздействия турбулентной атмосферы на тяжелые дозвуковые неманевренные самолеты) приводят к усталостному износу конструкции и ее старению, к выходу из строя оборудования, приборов и т.д. Вынужденные колебания могут возникать в результате взаимодействия аэродинамических, упругих и инерционных сил (флаттер крыла, оперения, панельный флаттер и др.). Трансзвуковые вынужденные колебания рулей (элеронов) могут появиться из-за неточности обводов агрегатов планера и рулей, несимметричности скачков уплотнения и люфтов в проводке управления рулями (элеронами). Так, например, в результате перераспределения нагрузки на поверхности рулей (элеронов) неравномерность сил, действующих на руль при несимметричном перемещении скачков уплотнения по оперению (крылу), может повлечь его отклонение и привести к колебаниям оперения (крыла).

Различают скоростной и нескоростной бафтинг. Скоростной бафтинг возникает на околозвуковых скоростях полета при отрыве пограничного слоя в случае возникновения скачков уплотнения, нескоростной бафтинг — при срыве потока на больших углах атаки.

Энергия вихрей при скоростном бафтинге в десятки раз превосходит энергию вихрей при нескоростном бафтинге.

Меры борьбы с бафтингом заключаются в улучшении аэродинамических форм самолета, снижении интерференционного влияния агрегатов в местах их стыков, в выносе оперения (горизонтального) из зоны спутной струи и, наконец, в недопущении тех режимов полета, при которых полностью предотвратить бафтинг не удается

изгибно-крутильный флаттер крыла (оперения), сопровождающийся изгибом и закручиванием крыла (оперения);

изгибно (или (и) крутильно-элеронный флаттер, при котором происходит изгиб (кручение) крыла или и то и другое вместе и отклонение элеронов;

Закономерности возникновения и развития различных видов флаттера общие.

Изгибно-крутильный флаттер крыла — это такая форма незатухающих вынужденных колебаний крыла, которая характеризуется совместностью изгибно-крутильных

колебаний крыла и наличием возбуждающих и демпфирующих аэродинамических, упругих и инерционных сил. Для того чтобы колебания были незатухающими, необходимо,

чтобы работа возбуждающих сил была равна или была больше работы демпфирующихсил, а сами колебания были совместными изгибно-крутильными. Совместность изгибно-

крутильных колебаний крыла практически всегда имеет место. Это объясняется тем, что

вне зависимости от того, каков начальный импульс, вызвавший колебания крыла, — из-

гибный или крутильный, из-за несовпадений линий ЦМ и ЦЖ сечений колебания и де­

формации крыла всегда совместны. Это положение иллюстрируется при рассмотрении

физической картины флаттера.

Физическая картина изгибно-крутильного флаттера. Упрощенная физическая картина

такого флаттера представлена на рис. 10.3. Пусть крыло случайным порывом ветра или от­

клонением элерона отклонилось от нейтрального положения вверх или вниз (на величину

у для рассматриваемого отсека крыла площадью 1 • Ь). Крыло упругое, и в следующий мо­

мент после прекращения внешнего воздействия оно начнет двигаться к своему нейтраль­

ному положению, набирая скорость. Имея при подходе к нейтральному положению мак­

симальную энергию (см. эпюру у на рис. 10.3, а ), крыло проскочит это положение

и дойдет до упругого крайнего положения. Так начинается колебательный процесс. При

этом эпюры у и у для рассматриваемого отсека (сечения а—а) будут иметь вид, показан­

ный на рис. 10.3, а. Если характерные точки ЦМ, ЦЖ и Ев сечении крыла расположены

так, как это показано на рис. 10.3, б, то при колебательном и поступательном движениях

крыла это сечение будет перемещаться вверх и вниз (изгибные колебания), вперед по по­

лету, закручиваться на увеличение или уменьшение угла ср (крутильные колебания)

ФЮЗЕЛЯЖ ВОЗДУШНОГО СУДНА.

Фюзеляж предназначен для:

— размещения экипажа, оборудования, вооружения, топлива и грузов, определяемых тактико-техническими требованиями к летательному аппарату;

— объединения в единую силовую конструкцию крыла, оперения и шасси;

— создания подъемной силы, особенно у ЛА, спроектированных по интегральной схеме.

К фюзеляжу предъявляются следующие основные требования:

-выполнение своего функционального назначения в соответствии с тактико-техническими требованиями, предъявленными к ЛА;

— форма фюзеляжа в сочетании с крылом, оперением и другими частями ЛА должна обеспечивать минимальное лобовое сопротивление ЛА и максимальные полезные объемы при полученных габаритах;

-фюзеляж, сочлененный с крылом по интегральной схеме, должен обеспечивать создание значительной (до 40 %) подъемной силы (быть несущим), что позволяет уменьшить площадь крыла, уменьшить его массу и увеличить полезные объемы ЛА;

— рациональное использование полезных объемов за счет увеличения плотности компоновки и компактного размещения грузов вблизи центра масс, что способствует уменьшению массовых моментов инерции, улучшает характеристики маневренности, а также обеспечивает большую стабильность характеристик устойчивости и управляемости ЛА;

-силовая конструкция фюзеляжа должна быть согласована с силовыми конструкциями присоединенных к нему агрегатов. При этом должно обеспечиваться: надежное крепление, передача и уравновешивание нагрузок от силовых элементов крыла, оперения, шасси и силовой установки; восприятие массовых сил от конструкции самого фюзеляжа, оборудования, полезной и аэродинамической нагрузки, а также нагрузки от избыточного давления в гермокабине;

— фюзеляж должен обеспечивать удобство работы экипажа, подходов к агрегатам систем для их осмотра, обслуживания и ремонта;

удобство входа, выхода и аварийного покидания; удобство погрузки (разгрузки), выброса (сброса) грузов и вооружения;

— фюзеляж должен удовлетворять требованиям Норм прочности самолетов по прочности и жесткости конструкции фюзеляжа при ее минимальной массе;

Фюзеляж с точки зрения аэродинамики, является вредной частью ЛА, т. к., создавая малую по сравнению с крылом подъемную силу (за исключением ЛА интегральной схемы), он дает значительную долю лобового сопротивления (20. 50 % от общего сопротивления ЛА). Поэтому внешние формы фюзеляжа определяются стремлением получить минимальное сопротивление при выполнении требований, обусловленных назначением ЛА.

Внешние формы фюзеляжа характеризуются формой поперечного сечения и видом фюзеляжа сбоку.

На рисунке представлены различные формы поперечных сечений фюзеляжа.

Наиболее выгодной формой поперечного сечения фюзеляжа, с точки зрения аэродинамики, массы и технологичности, является круговая форма 1. Это объясняется тем, что фюзеляж с круговой формой поперечного сечения имеет меньшую поверхность при заданном объеме и, как следствие, меньшее сопротивление трения. Обшивка фюзеляжа круглого сечения при избыточном внутреннем давлении работает только на растяжение и не испытывает изгибных напряжений. Фюзеляжи с формами поперечных сечений 2 и 3, составленных из двух пересекающихся окружностей разных диаметров, занимают промежуточное положение среди представленных сечений. У них меньшее сопротивление трения, чем у фюзеляжей с сечением 4. 7, однако в месте пересечения окружностей они нагружаются изгибом от избыточного давления. Если эти места соединить горизонтальными жесткими элементами (например, балками пола), то они разгрузят фюзеляж от изгиба при действии избыточного давления, а сами при этом будут работать на сжатие (форма 2) и растяжение (форма 3). Фюзеляжи с прямоугольными формами сечений (форма 5, 6, 7) удобнее для размещения грузов, но создают большее аэродинамическое сопротивление и нагружаются изгибом при наличии избыточного давления внутри фюзеляжа. Эллиптическая форма сечения фюзеляжа 4 выгоднее форм сечения 5, 6, 7 с точки зрения аэродинамики и удобнее для более полного использования внутренних объемов. Представленные на рисунке формы поперечных сечений являются типовыми и не исчерпывают всего многообразия возможных форм сечения фюзеляжа. Отличие ряда форм сечений (8. 12)

от типовых обусловлено особенностями компоновки ЛА (размещение двигателей, воздухосборников, крыла, оперения и т. д.).

Однако, как правило, эти формы сечений представляют собой геометрическую сумму типовых форм сечений. Вид фюзеляжа сбоку определяется назначением самолета, требованием наименьшего сопротивления, условиями размещения экипажа, оборудования и вооружения, а также формой крыла в плане, схемой и расположением оперения, силовой установки и т. д.

Требование наименьшего сопротивления приводит к необходимости проектирования фюзеляжей в соответствии с правилом площадей, при реализации которого эпюра площадей поперечного сечения ЛА должна соответствовать эпюре площадей тела наименьшего сопротивления. Реализация этого правила приводит к созданию как симметричных, так и несимметричных (на виде сбоку) относительно продольной оси фюзеляжей. Однако часто, ради удобства обзора, погрузки и выгрузки, от этого правила отступают. Так, эллиптическая форма сечения, например, на самолетах фронтовой авиации с симметричными фюзеляжами для удобства обзора носовая часть фюзеляжа находится ниже линии визирования глаз летчика, а на военно-транспортных самолетах для удобства погрузки и выгрузки фюзеляж имеет скошенную хвостовую часть.

Стреловидное крыло удлиняет хвостовую часть фюзеляжа и укорачивает носовую часть. При этом возрастают изгибающие моменты, действующие на фюзеляж со стороны хвостовой части, что приводит к увеличению его массы. Условия компоновки передней опоры шасси для обеспечения необходимой базы шасси, перенос двигателей в хвостовую часть фюзеляжа также могут потребовать увеличения длины носовой части фюзеляжа. Таким образом, при выборе формы фюзеляжа решение принимается исходя из необходимости удовлетворения требований, предъявляемых к ЛА.

Основным геометрическим параметром фюзеляжа является его удлинение

где — длина фюзеляжа;

— диаметр круглого фюзеляжа в миделевом сечении.

Миделевым сечением (миделем) называется наибольшее по площади поперечное сечение удлиненного тела с плавными криволинейными обводами. Если сечение фюзеляжа не круглое, то за принимается диаметр круга, равновеликого по площади миделю данного фюзеляжа.

У современных самолетов = 8-15.

В полете и при посадке самолета на фюзеляж действуют следующие нагрузки:

— силы, передающиеся фюзеляжу от скрепляемых им агрегатов (крыла, оперения, шасси);

— сосредоточенные массовые силы от агрегатов и грузов внутри фюзеляжа;

— распределенные массовые силы от конструкции;

— распределенные аэродинамические нагрузки;

— силы внутреннего давления в гермоотсеках.

При расчете фюзеляжа на прочность его рассматривают как балку, опирающуюся на узлы крепления к крылу, и условно расчленяют на носовую, среднюю и хвостовую части.

ПЛАНЕР САМОЛЕТА СУ-27.

Общие сведение о планере. Конструкция крыла.

Планер самолёта цельнометаллический с высоко расположенным крылом и двух килевым хвостовым оперением. Крыло и фюзеляж образует единый несущий корпус самолёта. Фюзеляж включает в себя головную часть, центроплан крыла и хвостовую часть.

Головная часть.

Головная часть фюзеляжа представляет собой полумонокок и имеет технологический стык с центропланом по шп. 18. Её носовая часть наклонена вниз на 7 30′,что улучшает обзор из кабины. Конструктивно головная часть состоит из конуса, кабины, ниши передней опоры, подкабинного и закабинного отсеков оборудования.

Конус состоит из двух частей: радиопрозрачного обтекателя металлической юбки. Соединение обтекателя с юбкой выполнено с помощью 10-ти быстроразъёмных замков. Навешивается конус на фюзеляж посредством 2-х пар кронштейнов (по паре со стороны фюзеляжа и юбки конуса) по наклонному шпангоуту №1. Запирается конус шестью быстроразъёмными замками. Открытие конуса вверх на 53 производится с помощью специального приспособления. Для герметизации стыка конуса с фюзеляжем со стороны фюзеляжа нанесён герметик ВИТЭФ-1.

Носовой отсек головной части расположен между шп.1-4.В нём размещена БРЛС.

Ниша передней опоры расположена между шп. 9-16, в полёте ниша закрывается створкой. Створка подвешена на правой стенке ниши, управляется гидроцилиндром, в закрытом положении удерживается замком, который установлен на левой стенке ниши. В нише на шп.12 крепится гидроцилиндр створки и замок убранного положения передней опоры. Сверху ниша закрывается быстросъёмным кожухом. Передняя опора закреплена на шп.16. Снизу головной части шп.16-18 по оси симметрии расположен обтекатель подкоса передней опоры, который крепится к подкосу тягами, а к фюзеляжу с помощью петли.

3акабинный отсек расположен между шп.9-18. В нём размещены блоки: ПНК-10, системы опознования, самолётного ответчика, радиостанции, а также проводка управления самолётом и двигателями. Подход к данным блокам осуществляется через люки в верхней и задней стенках ниши передней опоры фюзеляжа. В правом буле установлено изд.9А-4071К. В левом блоки системы «ТЕСТЕР» и патронный ящик. Для подхода к оборудованию сверху имеются люки.

Центроплан.

Центроплан является основной силовой частью планера. К нему крепятся головная и хвостовая части фюзеляжа, консоли крыла, возхдухозаборники, основные опоры шасси и их обтекатели. Сверху на центроплане размещены тормозной щиток и гаргрот.

Основу центроплана составляет:

Топливный бак № 1 шп. 18-25;

Топливный бак № 2 шп. 25А-34;

два (левый и правый) передних отсека.

Между задней стенкой ТБ № 1 и передней стенкой ТБ № 2 выполнен тоннель, в котором проложен трос синхронизации управления носками крыла.

Передние отсеки представляют собой носки центроплана и отсеки с нишами для основных опор, они крепятся к стенкам ТБ № 1 и ТБ № 2, а также к консолям крыла. В них размещается ниши колёс основных опор, агрегаты системы управления, трубопроводы системы кондиционирования (левый борт). При убранном положении шасси ниши закрываются передними и задними створками.

Консоли крыла крепятся по периметру стыка многоболтовым соединением к центроплану. Силовой основой консоли является её кессон, с которым связана носовая и хвостовая части крыла и законцовка. Герметичный отсек кессона представляет собой половину бака N 3. На каждой консоли подвешены двухсекционный поворотный носок и флаперон. В консолях проложены трассы электрожгутов вооружения и радиооборудования, трубопроводы и агрегаты топливной системы, гидравлической системы и системы управления. На каждой консоли сверху имеются три такелажных резьбовых узла. Герметизация топливных баков осуществляется с помощью герметика УЗОМЭС-5 и УТ-32.

Хвостовая часть.

Хвостовая часть состоит из правого и левого двигательных отсеков соединённых между собой средним отсеком и двух воздухозаборников. Соединение с центропланом осуществляется по шп.28,31,34.

а) Двигательные отсеки начинаются за шп.34 и заканчиваются съёмными коками. В верхней части шп.34 установлены ушковые болты крепления двигателей на шп.38 (основные) и на боковых панелях топливных отсеков между шп.45 и шп.45Б (дополнительные).

На боковых балках шп.38 и 42 выполнены кронштейны крепления килей. Здесь же на шп.42 имеются проушины крепления гидроцилиндров привода обеих половин стабилизатора. Каждая половина стабилизатора навешивается на полуось, закреплённую в своей хвостовой балке на шп.45.

б) Боковые обтекатели расположены между шп. 34-42.

в) Хвостовые балки являются продолжением боковых обтекателей на шп.42-45 и образованы боковыми выростами шпангоутов и соединяющими их панелями.

г) Средний отсек хвостовой части фюзеляжа расположен за шп.34 между двигательными отсеками. В нём размещены: отсек оборудования шп.34-38, (в нём находятся КРД-99, СНР, пожарный баллон и коммуникации, перекрывной кран);

— топливный бак № 4 шп.38-45Б;

— топливный бак № 5 шп.45Б-50Б;

— отсек аппаратуры JI-006;

— контейнер тормозного парашюта.

КРЫЛО.

Основные опоры самолета крепятся к узлам нижней панели топливного бака №2. В убранном положении шасси ниши закрываются передними и задними створками.

Отъемные части крыла (ОЧК) крепятся болтовым соединением по разъему к баку № 2 центроплана и болтами по стыку узлов лонжерона ОЧК и нервюры 38 переднего отсека центроплана.

На каждой консоли навешены двухсекционный поворотный носок |и флаперон.

В консолях проложены трассы электрожгутов спецсистемы, радиожгутов, гидросистемы, тяги, установлены агрегаты топливной системы, БАНО и управления поворотными носками и флаперонами.

Для подхода к оборудованию систем на крыле (центроплане и консолях) имеется ряд эксплуатационных и технологических люков.

Герметизация соединений элементов конструкций топливных баков выполнена с помощью внутришовного и жгутового герметиков У30МЭС-5НТ и УТ32. Люки, а также стыки обшивок установлены на герметике.

Под крылом расположены семь точек подвески держателей, из них по две точки под консолями крыла, по одной торцовой подвеске на концах консолей крыла и одна точка под центроплана. В конструкции крыла применены алюминиевые сплавы Д19, В65, В95, ВАЛ-10, BAJI-5, I420T, титановые сплавы BTI6, ВТ20, 0T4-I, стали ЗОХГСА, 40ХНЖА, магниевый сплав MA-I4, а также герметики УТ32, У30МЭС-5НТ, ВИКСИНТ У2-28.

Основной каркас.

Силовые элементы и узлы центроплана образуют его отсеки. Основу центроплана составляют топливные отсеки – баки № I и № 2, в |силовую конструкцию которых входят шпангоуты, нервюры, стенки, соединяющие между собой верхние и нижние монолитные плиты – панели. Передние отсеки (правый и левый) центроплана, представляют собой носки центроплана и отсеки с нишами для колес основных опор самолёта.

Центроплан.

Бак №1. Конструкция бака №I (рис.1) сборная и состоит из верхней панели двух, двух боковых верхних панелей 4, нижней панели 9, двух боковых нижних панелей, одиннадцати шпангоутов | 18-27а, двух правых и двух левых внутренних стенок № I и 5 и по две боковых стенки № 2,3 и 4.

Шпангоут № 18 силовой, выполнен в виде вафельной панели из материала В95 и усиленный профилями из материала ВТ20. На шпангоуте установлены фитинги в местах крепления тормозного щитка (верхняя панель), а также узел 5 для наземного гидроподъемника. По оси симметрии к панели и шпангоуту крепятся узел 7 подкоса-подъемника передней опоры самолета.

Шпангоут № 24,(поз. 55) силовой, выполнен в виде рамы сборной конструкции.

Шпангоут № 25 (рис.1) силовой, выполнен в виде вафельной панели 71 (стенки) из материала В95, усиленной стойками из профилей и горизонтальным профилем коробчатого сечения. В нижней части шпангоута по оси симметрии установлен передний узел 72 подцентропланной подвески держателя. В районе ниши колеса (справа и слева) установлены кронштейны 70 крепления замка убранного положения передней створки шасси. К ребрам вафельной панели крепятся правые и левые внутренние стенки бака. В панели имеется ряд отверстий для монтажа топливной арматуры и трубопроводов.

Правая и левая внутренние стенки №1 (рис.1, поз.З) бака установлены между шпангоутами № 18-25 и являются продолжением стенок головной части фюзеляжа и выполнены из пяти секций каждая. Стенки сборные, из листового материала В95, усилены горизонтальными профилями.

Для увеличения жесткости бака №1 между шпангоутами 18-25 установлены две внутренние стенки №5 (правая и левая).

Секция между шпангоутами № 26-27а съемная и является крышкой эксплуатационного люка 60.

Верхняя панель бака монолитная. Боковая верхняя панель бака состоит из двух частей. Правая и левая боковые верхние панели стыкуются с верхней панелью на профилях уголкового сечения.

Нижняя панель 9 бака монолитная, состоит из двух частей.

Правые и левые панели стыкуются между собой по оси симметрии бака на коробчатом профиле. К профилю крепится обтекатель 6 узлов подвески держателя. Впереди ребра шпангоута №18 панель 9 имеет «языки» для стыковки с головной частью фюзеляжа.

Боковая нижняя панель состоит из двух частей (правая и левая), которые соединяются с частями нижней панели на ленте. К нижним панелям крепятся профили уголкового сечения для стыка с воздухозаборниками.

На верхней панели между шпангоутами № 18-19 имеется заправочная горловина 14. На левой боковой верхней панели между шпангоутами № 25-26 имеется заливная горловина предрасходного отсека бака №1 расположенного между шпангоутами №25 и стенкой №1бака №2.

Стыковка с баком №2 осуществлена по стенке №1 бака №2, а боковые стенки крепятся болтами к ребрам стенки №1.

Верхние и нижние панели бака № 1 крепятся к верхним и нижним панелям бака №2 болтами.

Бак № 2. Силовая схема бака № 2 состоит из верхней 37 (рис.1) и нишей 43 панелей, имеющих набор стрингеров, трех стенок й 1,2 и 3, шасийной балки 34 и пятнадцати нервюр.

Стенки имеют отверстия для прохода трубопроводов топливной и гидравлической систем и усиления для установки узлов крепления воздушных каналов двигателей. Стенки крепятся к панелям бака болтами.

Снизу, по бокам, к стенке и нашей панели крепятся четыре узла 6З для установки воздушных каналов двигателей. К стенке № 2 крепятся четыре узла для установки воздушных каналов двигателей и два узда крепления подкосов ферменных кронштейнов основных опор самолета.

На стенке №3 имеются усиленные посадочные места с запрессованными в отверстия стальными втулками для установки агрегатов и элементов управления флаперонами, а также отверстия для прохода и крепления трубопроводов топливной системы.

Из одиннадцати нервюр остановимся на следующих:

Нервюра №4 (поз.32) является граничной для расходного и предрасходного отсеков бака.

Нервюра №7 (поз. 35) силовая, выполнена штамповкой из материала

В95, крепится болтами к ребрам панелей.

Шассийная балка 34 двутаврового сечения, выполнена методом горячей штамповки из сплава В95. В балке имеется ниша для установки подшипника основной опоры самолёта.

Верхние панели выполнены монолитными из плит материала В95 и стыкуются между собой по стенке №2.

Нижние панели 43 сварены из титанового сплава ВТ20. К стыковому профилю, выполненному штамповкой, приварены обшивки. В стыковом профиле имеются отверстия 45 под штыри крепления центроплана с ОЧК.

Сверху центроплана установлен гаргрот 30 (рис.1). Над баком №1 в обводы гаргрота вписывается тормозной щиток 22. Между шпангоутами №18-20гаргрот разделен балками тормозного щитка на три части.

Обшивки и стенки гаргрота выполнены из листового материала В95, И1420Т, Д19.

Гаргрот над баком й 2 состоит из двух продольных стенок, обшивки и

диафрагм, выполненных из материала I420T.

Сверху гаргрота имеются два больших люка для подхода к трубопроводам и агрегатам, установленным в гаргроте.

Отсек расположен между шпангоутами № 18-28, стенками № 2,3,4 бака №1, носовой кромкой центроплана и плоскостями разъема о ОЧК.

Отсек конструктивно делится на носовую часть (от шпангоута №18 до шпангоута №25) и отсеки колес основных опор самолёта (от шпангоута №25 до шпангоута №28).

В полости отсеков колес имеются ниши для расположения колес, узлы навески поворотного носка отъемной части крыла, узлы навески передней створки, узлы крепления лонжерона ОЧК, тросы и качалки управления поворотным носком, трубопроводы топливной и гидравлической системы и системы кондиционирования. Снизу ниши закрываются передними створками шасси.

Обтекатели шасси. Обтекатели шасси расположены снизу между нижней обшивкой бака №I и внешним бортом воздухозаборников от шпангоута №21 до шпангоута № 25 и под нижней поверхностью бака № 2 от шпангоута №29 до шпангоута №34 вдоль задних створок шасси.

В обшивке обтекателя имеется два люка для подхода к агрегатам топливной системы и узлам замка фиксации передней створки в закрытом положении.

Обтекатель шасси под баком №2состоит из обшивки, усиленной профилями и диафрагмами, выполнен из материала I42ОT. В обтекателе имеется люк для подхода к узлу навески створки.

Отъемная часть крыла.

Нижняя панель 51 состоит из фрезерованного стыковочного пояса, скрепленного с листовой клепаной панелью. Герметичный отсек кессона между стенками № I и 3 и нервюрами №1и 9 является топливным баком № З.

В стенке №1 между носками 10 и 13 выполнены отверстия и приливы для монтажа двух гидроцилиндров управления поворотным носком и усиление под установку такелажного узла.

В стенке № 3 между нервюрами №2 и 6 имеются места под установку втулок для крепления распределительного механизма МР60 в системе управления флаперонами.

К вертикальным ребрам стенок крепятся нервюры, диафрагмы, фитинги кронштейны навески поворотного коска и флаперон. Соединение элементов каркаса с обшивкой-панелями осуществлено болтами и заклепками. В стенках № 1, 2, 3выполнены отверстия для монтажа трубопроводов, и агрегатов топливной системы, для прохода электрожгутов и технологические отверстия.

Нервюры № I (поз.37) и № 9 (поз.10) герметичные, являются стенками топливного бака и представляют собой балки швеллерного сечения.

Вспомогательные конструкции.

К вспомогательным конструкциям ОЧК относятсяносовая часть, хвостовая часть и законцовка крыла.

Силовой набор носовой части консоли состоит из лонжерона 43 (см.067.13.00,рис.2), носков № 1-20, перегородок №1 и 2 и фитингов № 1-4.

В конструкцию хвостовой части входят верхняя и нижняя обшивка, задняя стенка 24 и шесть кронштейнов навески флаперона (поз. 22, 25,27,28,29,31).

Законцовка консоли. Законцовка консоли (см.057.10.00, рис.2) состоит из верхней 61 и нижней 62 обшивки продольного силового набора – задней стенки 60 и двух стрингеров из материала Д19, поперечного силового набора в виде листовых нервюр.

В зоне флаперона законцовка имеет замыкающий листовой профиль швеллерного сечения из материала Д19. Элементы законцовки соединяются между собой, со стенкой № 3 и панелями болтами, заклепками и по нижней панели односторонними заклепками.

Обшивка.

Обшивка центроплана. Панели топливных баков № 1 и № 2.

Верхняя панель бака №1 (см.057.10.00, рис.1) изготовлена црессованием из материала В95 с толщиной полотна 2-2,5мм, имеет продольные ребра-стрингеры Г-образного сечения с отверстиями для перелива топлива. Панель болтами соединяется с силовыми шпангоутами, боковыми верхними панелями, верхней панелью бака №2. С типовыми шпангоутами панель соединяется заклепками с компенсаторами.

На верхней панели между шпангоутами №19-20 имеется люк для подхода к агрегатам топливной системы. Герметизация люка обеспечивается профилированным валиком, привулканизированным к крышке и герметичными гайками.

В нижнюю обшивку бака №1 входит нижняя панель, состоящая из правой и левой панелей и двух боковых панелей.

Для подхода к агрегатам топливной системы, укладки поропласта, сборки агрегатов и ремонта бака на правой, левой нижней панели между шпангоутами № 21-23 имеется эксплуатационный люк.

Верхняя обшивка топливного бака № 2 состоит из двух, фрезерованных панелей, соединенных по оси стенки №2. Панель болтами соединяется со стенками бака, панелью бака №1и с обшивкой переднего отсека центроплана.

Нижняя обшивка бака № 2 состоит из двух панелей. Каждая из панелей представляет собой клепано-сварную конструкцию, все элементы которой выполнены из титанового сплава BТ20.

Правая и левая панели стыкуются по оси симметрии бака № 2. Для обеспечения подходов при сборке бака, выполнения работ по герметизации, ремонту, монтажу и обслуживанию агрегатов топливной системы, на верхней и низшей

Источник