ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТАМ и их классификация

Задание

для самостоятельной работы студентам заочного обучения

по дисциплине «Летательные аппараты и авиационные двигатели»

 

В ходе самостоятельной работы необходимо:

1. Завести рабочие тетради для конспектирования материала (тетрадь не менее 48 листов).

2. Законспектировать материал (срисунками,в соответствии с текстом), изучить его и быть готовым к ответу на вопросы:

Летательные аппараты:

- летательные аппараты тяжелее воздуха и их основные части;

- схемы самолетов;

- схемы вертолетов.

Аэродинамические силы и коэффициенты.

 

Иметь на занятиях все рисунки по конструкции самолёта и двигателя в распечатанном виде.( Файл «Все ЛА и АД»).

В дальнейшем будут изучены вопросы:

1. Конструкция планера самолета.

2. Конструкция и работа авиационного газотурбинного двигателя.

Отчетность по дисциплине - экзамен.

Литература:

 

1. Никитин Г. А., Баканов Е. А. Основы авиации. Москва. Транспорт. 1984 г.-4.(6Т5.1 Н62)

 

2. Никитин М. И. Аэродинамическая компоновка и характеристики летательных аппаратов. Москва. Машиностроение. 1991г.-5 (6Т5.1 А 99)

 

3. Горьковий А. А. Двигатели летательных аппаратов. Москва. Машиностроение. 1987г.- (6Т5.1 Г 20)

 

4. Гусев Б. К. . Основы авиации. Москва. Транспорт. 1988 г.-2.(6Т5.1 Н62)

 

5. Житомирский Г. И. Конструкция самолетов. . Москва. Машиностроение. 1991г.-20 (6Т5.1 Ж 74)

 

 

Общие сведения о летательных аппаратах

 

1.1. Летательные аппараты тяжелее воздуха

К летательным аппаратам (ЛА) тяжелее воздуха относятся самолеты, планеры, самолеты -снаряды, ракеты, вертолеты, автожиры, орнитоптеры.

Самолет- ЛА тяжелее воздуха, осуществляемый поступательное движение за счет тяги двигателя и поддерживаемый в пространстве в результате взаимодействия воздуха с неподвижны, относительно фюзеляжа, крылом.  

Благодаря большой скорости, грузоподъемности и радиусу действия, надежности в эксплуатации, высокой маневренности, устойчивости и управляемости самолет стал основным средством передвижения в воздухе.

Основные части самолета (рис 1.1): крыло, фюзеляж, шасси, оперение, силовая установка.

Крылосоздает подъемную силу при движении самолета. Оно обычно неподвижно закреплено на фюзеляже, но у некоторых самолетов может поворачиваться относительно поперечной оси (например, у самолетов вертикального взлета и посадки) или изменять конфигурацию (стреловидность, размах). На крыле установлены рули крена - элероны и элементы механизации крыла- устройства, способные увеличивать несущую способность и сопротивление крыла при посадке, взлете, маневре (щитки, закрылки, предкрылки и др.).

Фюзеляжслужит для размещения экипажа, пассажиров, грузов и оборудования.

Шассипредназначено для передвижения самолета по аэродрому, поглощения энергии удара при посадке и , как правило , снабжается тормозами. Шасси бывают убирающимися в полете и неубирающимися. Самолеты с убирающимися шасси имеют меньшее лобовое сопротивление, но тяжелее и сложнее по конструкции .

Оперениеслужит для обеспечения устойчивости, управляемости и балансировки самолета. Обычно оно размещается позади крыла и состоит из неподвижных и подвижных поверхностей. Неподвижная часть горизонтального оперения называется стабилизатором, а вертикального- килем. К стабилизатору шарнирно крепится руль высоты, состоящий обычно из двух половин, а к килю - руль направления. Рули отклоняются с помощью штурвальной колонки или ручки управления и педалей, расположенных в кабине экипажа. Для облегчения пилотирования и повышения безопасности полета пассажирскими самолетами обычно управляют два пилота, а в систему управления могут включаться автопилоты и бортовые вычислители. Уменьшение нагрузок, действующих на рычаги управления при отклонении рулей, достигается при помощи гидравлических, пневматических или электрических усилителей, а также устройствами аэродинамической компенсации. Управление самолетом, когда воздушные рули не эффективны (полет в сильно разреженной атмосфере, на самолетах вертикального взлета или посадки ), осуществляется газовыми рулями. Систему управления воздушными рулями называют основной. Вспомогательныесистемы служат для управления двигателями, триммерами рулей, люками, шасси, тормозами.

Силовая установка самолета необходима для создания тяги. Она состоит из авиационных двигателей, а также систем и устройств, обеспечивающих их работу и изменение тяги. На самолетах гражданской авиации используются главным образом турбореактивные и турбовинтовые двигатели. Встречаются еще самолеты с поршневыми двигателями, у которых сила тяги создается воздушными винтами. У турбореактивных двигателей тяга возникает вследствие истечения с большой скоростью газов из реактивного сопла. У турбовинтовых двигателей более 85% тяги создается воздушными винтами, а остальная часть- за счет истечения газов. Авиационные двигатели обычно размещают в гондолах. Работу двигателей обеспечивают системы: топливная, смазки (масляная ),    всасывания воздуха, газов, запуска, управления и автоматизированного контроля.

Оборудование самолета состоит из приборного, радио-, электрооборудования, противообледенительных устройств, высотного, бортового и спецоборудования.

Приборное оборудование в зависимости от назначения подразделяется на пилотажно-навигационное (вариометры, указатели скорости, авиагоризонты, автопилоты, компасы и т.п.), для контроля за работой двигателей (манометры, термометры, расходомеры) и вспомогательное (вольтметры, амперметры ).

Электрооборудованиесамолета обеспечивает работу приборов, средств управления, радио, системы запуска авиадвигателей, освещения.

Радиооборудование- это средства радиосвязи и радионавигации, радиолокационное оборудование, системы автоматизированного взлета и посадки.

Для обеспечения безопасности и защиты человека при полете на больших высотах служит высотное оборудование (системы кондиционирования воздуха, кислородного питания и др.).

Удобство размещения пассажиров и экипажа, комфорт во время полета обеспечиваются бытовым оборудованием.

К специальному оборудованию относят устройства для размещения и распыления химикатов у самолетов сельхозавиации, для перевозки больных и раненых на самолетах санитарной авиации, загрузки и крепления крупногабаритных грузов у грузовых самолетов, аэрофотосъемки и , пожаротушения, поисково- спасения т.п.

Планер- бездвигательный аппарат тяжелее воздуха, подъемную силу которого создает неподвижное относительно корпуса крыло. Движение планера вперед создается действием силы составляющей веса. Планер взлетает с помощью резинового амортизатора, лебедки, на барабан которой наматывается трос, прикрепленный к планеру, или с помощью самолета-буксировщика. Полет в спокойной атмосфере происходит с постоянным снижением под некоторым углом к горизонту. При наличии в атмосфере восходящих потоков воздуха возможен полет с набором высоты. Планеры, как правило бывают одно- и двухместными. При рекордных полетах планер набирал высоту до 14км и совершал полеты с дальностью свыше 1000км. Основные летно-технические данные современных планеров: скорость снижения - 0,4-0,8м/с, скорость полета при наибольшем аэродинамическом качестве 80-100км/ч, размах крыла 29м, удлинение крыла 20-36, наибольшее аэродинамическое качество 40-53.

Самолеты-снаряды и ракетыотносятся к беспилотным ЛА тяжелее воздуха. Первоначально они были созданы для изучения работы ракетных двигателей и верхних слоев атмосферы. Достижения в области ракетной техники позволили создать многочисленные системы баллистических ЛА, ракет   для запуска искусственных спутников земли и пилотируемых космических кораблей.

Вертолет(геликоптер) - ЛА тяжелее воздуха, у которого подъемная сила и тяга, необходимые для полета, создаются одним или несколькими несущими винтами, вращающимися в горизонтальной плоскости (рис 1.2).

 Несущие винты приводятся во вращение поршневыми или реактивными двигателями через редуктор и вертикальный вал. Существуют вертолеты, у которых вращение несущего винта осуществляется от реактивных двигателей или насадок, установленных на лопастях. К насадкам подается сжатый воздух от компрессора. Вертолеты с таким приводом несущих винтов называют реактивными.

В отличие от самолета, подъемная сила на крыле которого создается только при поступательном движении, несущий винт вертолета может создавать подъемную силу без поступательного перемещения аппарата. Несущий винт вертолета заменяет ему не только крыло, но и тянущий винт (тягу реактивного двигателя ), позволяя аппарату двигаться вперед, назад и в стороны, подниматься и снижаться под различными углами к горизонту, неподвижно висеть в воздухе и поворачиваться вокруг вертикальной оси. Это достигается наклоном тяги несущего винта в сторону полета.

Несущий винт вертолета обладает еще одним исключительным свойством - в случае отказа двигателя в полете он может создавать подъемную силу, вращаясь под действием набегающего воздушного потока (авторотация). Это позволяет вертолету совершать планирующий или парашютирующий спуск и посадку.

Конструкцию вертолета любой схемы образуют фюзеляж, шасси, несущий винт, органы управления, приборное, радио-, электрооборудование, силовая установка с системами, обеспечивающими ее работу (топливной, масляной, всасывания воздуха, охлаждения, управления и т.п. ). Кроме того вертолет имеет органы управления, оборудование,  трансмиссию, включающую редукторы, валы, муфты включения трансмиссии, тормоз несущего винта. Для увеличения скорости полета некоторые вертолеты имеют небольшое крыло, разгружающее несущий винт (МИ-6). Одновинтовые вертолеты с механическим приводом несущего винта, кроме того, имеют хвостовой винт и систему управления им. Некоторые конструкции вертолетов снабжены вертикальным и горизонтальным оперением.

Аппараты вертикального взлета и посадки( АВВП) представляют собой либо сочетание самолета с вертолетом, либо самолеты, у которых подъемная сила на взлете и посадке создается при помощи реактивных двигателей, называемых подъемными. В горизонтальном полете у таких аппаратов подъемная сила создается крылом, а тяга- обычными двигателями, которые называются маршевыми. При других схемах вертикальный взлет и посадка могут совершаться путем отклонения вектора тяги, что достигается либо поворотом двигателей, либо отклонением реактивной струи. При проектировании подобных аппаратов ставится задача совместить преимущества вертолета с высокой скоростью самолета. Однако перспектива применения таких аппаратов, очевидно, будет полностью зависеть от экономических показателей: более сложная и дорогая конструкция должна иметь высокую производительность (пример АВВП в нашем самолетостроении - ЯК-38 и ЯК-141).

Автожир- ЛА тяжелее воздуха, у которого основной несущей поверхностью является ротор - несущий винт, вращающийся под действием встречного потока воздуха. Поступательное перемещение автожира обеспечивается в отличие от вертолета обычным воздушным винтом, вращаемым двигателем (рис 1.3).

Рис 1.3 Автожир

Рис.1. 3 Автожир

Дельтоплан-  ЛА тяжелее воздуха, использующий для движения двигатель или высоту (гору).

Орнитоптер-  ЛА тяжелее воздуха с машущими крыльями, приводимыми в движение двигателем или мускульной силой человека (тоже- махолет).

Требования, предъявляемые к

ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТАМ и их классификация

Самолет должен иметь заданные летные характеристики: скорость, дальность и продолжительность полета, скороподъемность, высоту полета, как можно меньшую посадочную скорость, хорошую устойчивость и управляемость при обеспечении безопасности полета.

Как средство транспорта, самолет и вертолет должны иметь хорошие экономические показатели, т.е. малую стоимость производства в целом, низкие эксплуатационные расходы, большую продолжительность службы, обладать достаточной прочностью и жесткостью, высокой живучестью и надежностью.

Эксплуатационныетребования включают обеспечение удобных подходов к двигателям, узлам управления, агрегатам, оборудованию.

Требования ремонтной пригодности сводятся к обеспечению возможности быстро и дешево восстанавливать поврежденные и износившиеся части и детали.

От пассажирских самолетов и вертолетов требуется, кроме того, удобство размещения пассажиров, обеспечение их комфорта, создание наиболее благоприятных условий для жизнедеятельности человеческого организма.

Многие из перечисленных требований противоречивы: улучшение одних данных ведет к ухудшению других. Так, например, увеличение максимальной скорости полета приводит к росту посадочной скорости, ухудшению маневренности самолета; требования прочности, жесткости и живучести противоречат требованию уменьшения массы конструкции; увеличение дальности полета может быть достигнуто путем снижения полезной нагрузки и т.п. Невозможность одновременного выполнения противоречивых требований исключает создание многоцелевого самолета и вертолета. Поэтому любой самолет и вертолет проектируют для выполнения определенных задач.

Значительное влияние на летно-технические показатели самолетов и безопасность полетов на всех необходимых летных режимах оказывает аэродинамическая компоновка, под которой понимают рациональный выбор внешних форм и взаимного расположения крыла, оперения, фюзеляжа и силовой установки.

Основной признак классификации ЛА - их назначение, так как оно, в первую очередь, определяет летно-технические данные, внешние формы, основные размеры, насыщенность оборудованием и пр. Все самолеты и вертолеты делятся на гражданские, государственные и экспериментальные (ИЛ-76ЛЛ). Гражданские самолеты и вертолеты транспортные, специального применения и учебные предназначены для обслуживания народного хозяйства.

Транспортные самолеты подразделяются на пассажирские и грузовые.

Грузовые вертолеты и самолеты от пассажирских отличаются отсутствием бытового оборудования, обеспечивающего необходимые удобства пассажирам, увеличенными размерами грузовых помещений, наличием больших грузовых дверей, более прочным полом, установкой на борту устройств, механизирующих погрузку и разгрузку. Такие ЛА должны обладать большой грузоподъемностью и экономичностью.

Самолеты и вертолеты специального применения выполняют самые различные задачи в народном хозяйстве и отличаются от транспортных особым оборудованием и, в отдельных случаях, большей емкостью баков для топлива.

Учебные самолеты и вертолеты предназначены для обучения технике пилотирования и самолетовождению пилотов.

1.3. Схемы самолетов

Все самолеты можно объединить в группы, различающиеся по следующим конструктивным признакам: числу и расположению крыльев; типу фюзеляжа; форме и расположению оперения; типу, количеству и расположению двигателей; конструкции и расположению шасси. Схема самолета (Рис1.4) в большой степени влияет на летные, весовые и эксплуатационные характеристики.

По числу крыльев различают:

 монопланы - самолеты с одним крылом и бипланы - самолеты с двумя крыльями, расположенными одно над другим;

бипланы, у которых одно из крыльев короче другого, получили название полуторапланов. На заре развития авиации встречались самолеты с тремя несущими поверхностями (трипланы) и даже пятипланы. Биплан маневреннее моноплана, так как при одинаковой площади крыльев размах их и длина оказываются меньшими у биплана. Основной недостаток биплана- большее чем у моноплана лобовое сопротивление, которое затрудняло дальнейший рост скоростей полета. В современной авиации самолеты- бипланы встречаются редко. Подавляющее большинство современных самолетов выполняется по схеме моноплана.

В зависимости от положения крыла относительно фюзеляжа различают самолеты с низким (низкоплан), средним (среднеплан) и высоким (высокоплан) расположением крыла.

При низком расположении крыла конструктивно проще расположить оперение выше крыла и вывести его из зоны затенения воздушным потоком, сбегающим с крыла. Кроме того, при этом высота стоек шасси получается небольшой, что позволяет уменьшить массу шасси. Однако низкоплан с аэродинамической точки зрения из-за взаимного влияния крыла и фюзеляжа (интерференции) менее выгоден. К тому же нижнее расположение крыла дает плохой обзор вниз из окон пассажирских кабин.

Самолеты со средним расположением крылав современной авиации получают все большее распространение, так как у них взаимное влияние крыла и фюзеляжа, определяющее общее сопротивление самолета, наименьшее. Недостаток самолета со средним расположением крыла - необходимость пропускать продольные силовые элементы крыла через фюзеляж, что затрудняет размещение в этом месте грузов, оборудования и пассажиров.


Рис.1.4. Схемы самолетов

Рис. 1. 4 Схемы самолетов

Самолеты с высокорасположенным крылом отличаются следующими преимуществами: высокое размещение двигателей от поверхности ВПП уменьшает возможность попадания в них твердых частиц с поверхности аэродрома; простота загрузки и разгрузки самолета; хороший обзор внизу из окон пассажирских кабин. Для летающих лодок высокое расположение крыла наиболее рационально. К недостаткам схемы относятся: трудность уборки шасси в крыло, утяжеление конструкции шасси и фюзеляжа (для обеспечения безопасности при посадке с убранными шасси), сложность обслуживания двигателей и крыла, заправки топливных и масляных баков. Самолеты с высокорасположенным крылом получили широкое распространение в транспортной авиации для перевозки грузов.

По типу фюзеляжа самолеты подразделяются на несколько видов. Подавляющее большинство современных самолетов имеет фюзеляжи, которые служат не только для размещения экипажа, пассажиров, оборудования и грузов, но и для крепления крыла и оперения. Фюзеляжи, не несущие оперения, называют гондолами. Оперение в этом случае поддерживается двумя балками, и самолеты при этом иногда называют двухбалочными. Такая схема удобна для грузовых самолетов, так как в задней части гондолы можно сделать большие люки для погрузки крупногабаритных грузов.

У самолетов может быть два фюзеляжа и может не быть фюзеляжа совсем. Самолет без фюзеляжа называется «летающим крылом». фюзеляж заменяет вмонтированная в крыло гондола, если масса самолета небольшая и не удается разместить все грузы в толщине крыла. Если же самолет имеет большие размеры, то функции фюзеляжа выполняет само крыло.

По расположению оперения различают:

самолеты, у которых оперение (горизонтальное - стабилизаторы и руль высоты, вертикальное - киль и руль поворота) размещается позади крыла;

самолеты типа «утка», у которых горизонтальное оперение располагается впереди крыла;

самолеты типа «бесхвостка» и «летающее крыло», у которых оперение находится на крыле .

Наибольшее распространение получили самолеты с расположением оперения позади крыла. Оперение может быть однокилевым, многокилевым и V-образным. Наибольшее распространение в настоящее время получило однокилевое оперение.

По типу шасси самолеты подразделяются на сухопутные, гидросамолеты и амфибии . Шасси сухопутных самолетов бывает колесным, лыжным, гусеничным. Последнее встречается редко. Иногда в конструкции шасси предусмотрена возможность замены колес лыжами .Так как шасси необходимо только при взлете, посадке и рулении, то в полете для уменьшения лобового сопротивления желательно убирать его в крыло или фюзеляж.

Гидросамолеты бывают лодочные и поплавковые. У лодочных фюзеляж служит для размещения экипажа , пассажиров, грузов и оборудования, а так же для взлета с водной поверхности и посадки на нее. У гидросамолетов поплавковой схемы для взлета и посадки служат специальные поплавки .

Колесные шасси самолетов могут быть по схеме с хвостовой, передней опорой и велосипедного типа.

По типу двигателей самолеты можно разделить на поршневые, турбовинтовые и турбореактивные, по количеству двигателей на одно-, двух-, трех-, четырех-, шести-, восьмидвигательные. Типы и количество двигателей влияют на их размещение на самолете. Важно так их разместить, чтобы не нарушались нужные аэродинамические формы крыла и фюзеляжа, а так же изменение тяги не оказывало бы существенного влияния на балансировку и устойчивость самолета. Размещение двигателя должно обеспечивать хороший подход к агрегатам при обслуживании, а также простоту его замены.

Поршневые и турбовинтовые двигатели чаще всего располагают на крыле (у многомоторных самолетов), в носовой части фюзеляжа и над фюзеляжем (на гидросамолетах, где требуется удалить двигатель и винт от поверхности воды ). Самолеты с поршневыми и турбовинтовыми двигателями могут быть с тяннущим или толкающим винтами.

Реактивные двигатели могут располагаться внутри фюзеляжа, внутри крыла либо под крылом, в хорошо обтекаемых гондолах и на фюзеляже. Размещение двигателя полностью внутри крыла возможно только на самолетах больших размеров и с не очень тонким крылом. При размещении двигателей внутри крыла у самолета могут быть сохранены достаточно хорошие аэродинамические формы.

Большое количество самолетов имеет двигатели, расположенные с боков фюзеляжа в хвостовой его части. Такое расположение имеет ряд преимуществ по сравнению с расположением двигателей на крыле: уменьшается разворачивающий момент при отказе части двигателей; крыло, лишенное надстроек, имеет высокое аэродинамическое качество; значительно снижается шум в пассажирской кабине, так как основной источник шума- двигатели- удалены назад по полету.

Недостатки такого расположения двигателей следующие: более усиленная, а значит более тяжелая хвостовая часть фюзеляжа; удлинение коммуникаций управления двигателем; ухудшение путевой устойчивости вследствие удлинения носовой части фюзеляжа.

1.4 Схемы вертолетов

Классифицировать вертолеты можно по различным признакам, например по виду привода несущего винта, числу винтов, их расположению или по методу компенсации реактивного момента несущего винта (НВ).

Реактивный момент возникает при вращении НВ. Он поворачивает корпус вертолета в сторону, противоположную направлению вращения винта.

Реактивный момент

= 716,2(N/n),

где N - мощность двигателя, приводящего НВ во вращение;

n - частота вращения винта, об/мин.

При одинаковой мощности двигателей реактивный момент у вертолета значительно больше, чем у самолета, так как НВ вертолета делает 200-350 об/мин, а винт самолета 2000-2500 об/мин.

По способу компенсации реактивного момента НВ различают шесть основных схем вертолетов (рис.1.5): одновинтовая c рулевым винтом; двухвинтовая поперечная; двухвинтовая соосная; двухвинтовая продольная; многовинтовая; с реактивными двигателями (или соплами), установленными на лопастях НВ.

Одновинтовая схема с рулевым винтом (рис 1.5,а) предложена Б.Н. Юрьевым в 1910 году и в настоящее время имеет наибольшее распространение. Реактивный момент несущего винта компенсируется моментом от тяги, развиваемой винтом меньшего диаметра, который установлен в хвостовой части фюзеляжа. Хвостовой винт приводится во вращение тем же двигателем, который вращает и несущий винт через трансмиссию.

Трансмиссия включает в себя редукторы, валы, муфты.

Тяга рулевого винта, а значит, и момент, создаваемый ею, могут изменяться, что и используется для путевого управления вертолетом. Существуют вертолеты, у которых для компенсации реактивного момента вместо рулевого винта используется реактивная тяга газов, двигателей или воздуха от компрессора. Однако такие схемы не получили широкого распространения главным образом из-за потери управляемости аппарата во время снижения его авторотирующим НВ при отказе двигателя, а также вследствие значительных потерь мощности двигателя в полете.

Вертолеты соосной схемы (рис 1.5,б) имеют два противоположно вращающихся на одной оси с одинаковой частотой винта, расположенных друг над другом. Поскольку геометрические размеры , форма лопастей, углы атаки и частота вращения верхних и нижних винтов одинаковы, то реактивные моменты их взаимно уравновешиваются. Путевое управление осуществляется дифференциальным изменением углов установки лопастей верхнего и нижнего винтов. На несущих винтах при этом возникает разность крутящих моментов, что и приводит к повороту корпуса вертолета в требуемую сторону. Часто для улучшения путевого управления вертолет соосной схемы снабжают рулями поворота, действие которых подобно действию аналогичных рулей на самолете.

Вертолеты продольной схемы (рис 1.5,в) выполняются с двумя несущими винтами, установленными на концах фюзеляжа (тандем). В полете они вращаются с одинаковой частотой в противоположные стороны, вследствие чего взаимно уравновешиваются их реактивные крутящие моменты. Для избежания в горизонтальном полете вредного влияния переднего винта на задний плоскость вращения последнего располагается выше плоскости вращения переднего винта. Обычно расстояние между осями несущих винтов меньше их диаметров. В таком случае говорят, что винты работают с «перекрытием». Для предотвращения столкновения лопастей обязательна синхронизация вращения винтов, необходимая и для взаимного уравновешивания крутящих моментов (Як- 12).

Вертолеты двухвинтовой поперечной схемы (рис 1.5,г) имеют два несущих винта, разнесенные по бокам фюзеляжа. Винты вращаются в противоположных направлениях с одинаковой частотой, вследствие чего уравновешиваются реактивные крутящие моменты. У вертолетов поперечной схемы для крепления несущих винтов рационально применять крыло, которое в полете с поступательной скоростью разгружает несущие винты. Для уменьшения поперечных размеров вертолетов несущие винты иногда устанавливают на фюзеляже очень близко друг к другу. В этом случае вращающиеся лопасти проходят под втулкой соседнего винта, но их оси вращения наклонены. Такие вертолеты получили наименование двухвинтовых вертолетов поперечной схемы с перекрещивающимися винтами. В этой схеме должна быть обеспечена надежная синхронизация вращения винтов, полностью исключающая возможность столкновения лопастей.

Многовинтовая схемаприменяется на вертолетах с большой полетной массой. Сложность конструкции трансмиссии и управления пока ограничивают возможность создания вертолетов с числом несущих винтов более двух, но все же с о определенной долей оптимизма можно ожидать в ближайшем будущем с тремя- четырьмя несущими винтами, способными перевозить грузы с массой 70-100т на 100-200км. Для перевозки более тяжелых грузов предпочтительной представляется схема, сочетающая вертолет и дирижабль.        

Рис. 1.5 Схемы вертолетов

Вертолеты с реактивными двигателями (рис 1.5, д,е) имеют на лопастях несущего винта небольших размеров реактивные двигатели или сопла, к которым по трубопроводам, находящимся внутри лопастей, подходят либо продукты сгорания реактивного двигателя, расположенного в фюзеляже, либо сжатый воздух от компрессора. В результате при истечении продуктов сгорания или воздуха возникает реактивная тяга, которая вращает несущий винт.

Вследствие того, что крутящий момент создается непосредственно на несущем винте, реактивный момент на корпус вертолета не передается. Каких- либо устройств для уравновешивания реактивного крутящего момента не требуется, а поэтому реактивные вертолеты строятся по наиболее простой одновинтовой схеме. У таких вертолетов отпадает необходимость в установке сложной и громоздкой трансмиссии для передачи мощности на винт.

По этим причинам реактивные вертолеты в сравнении с вертолетами с механическим приводом несущего винта имеют более простую    конструкцию, больший полезный объем грузовых и пассажирских кабин, лучшую весовую отдачу. Однако при создании реактивных вертолетов возникают следующие трудности:

сложность создания малогабаритных реактивных двигателей, устойчиво работающих в поле больших центробежных сил;

большой расход топлива;

двигатели и сопла, установленные на лопастях, ухудшают аэродинамические характеристики несущего винта, что особенно сказывается в режиме авторотации;

сложность конструкции втулки и лопасти несущего винта с компрессорным приводом.

Некоторые конструкции реактивных вертолетов имеют хвостовые винты, но они служат для обеспечения путевого управления и поэтому имеют небольшие размеры и потребляют небольшую мощность.

 

2.6 Аэродинамические силы и коэффициенты

Всякое тело, находящееся в воздухе, испытывает воздействие потока, в результате чего возникает сила, получившая название аэродинамической. Она зависит не только от скоростного напора, но и от формы и размеров тела, ориентации его в потоке, состояния поверхности и других факторов. Обычно силу сопротивления воздушной среды,которую называют полной аэродинамической силой и обозначают R , разлагают на составляюшие. Одна из составляющих, направленная в сторону, противоположную движению тела (потоку), называется силой лобового сопротивления Xа , другая, перпендикулярная движению тела (набегающему потоку), называется подъемной силой Y. При обтекании симметричных тел, оси симметрии которых совпадают с направлением набегающего потока, например у невращающегося шара, подъемной силы нет, но лобовое сопротивление возникает всегда.

Сила лобового сопротивления при обтекании тела дозвуковым потоком складывается из сопротивления трения XТР и сопротивления давления XД . При обтекании крыла и наличии подъемной силы Y к лобовому сопротивлению добавляется индуктивное сопротивление XИНД :

Xа= XТР+ XД + XИНД.

При полетах на скоростях, близких и превышающих скорость звука , возникает волновое сопротивление XВОЛН .

Тогда

Xа= XТР+ XД + XИНД

Сопротивление трения является следствием вязкости воздуха. Еще Ньютон показал, что сопротивление трения пропорционально динамическому коэффициенту вязкости m, площади обтекаемой поверхности S и градиенту скорости  воздуха, т.е. изменению скорости, происходящему на единице длины в направлении, перпендикулярном к плоскости тела:

XТР = m (dv / dn) S

Градиент скорости реализуется у поверхности обтекаемого твердого тела. Этот тонкий слой, в котором вследствие вязкости воздуха скорость потока возрастает от нулевого значения непосредственно на поверхности до скорости в свободном потоке, называют пограничным(рис 2.7). Пограничный слой и внешний поток не имеют резкой границы раздела.

Условно за толщину пограничного слоя в данной точке поверхности принимают такое расстояние по нормали, на котором местная скорость отличается от скорости обтекания V0 на 1%. Пограничный слой тем тоньше, чем     меньше вязкость. Толщина пограничного слоя вследствие потери скорости в пограничном слое по мере удаления от передней кромки возрастает. Так как внутри пограничного слоя в направлении, перпендикулярном движению, скорость изменяется быстро, то даже при очень малой вязкости возникает значительная сила трения.

Для полета самолета необходима подъемная сила. Она создается крылом. Крыло спрофилировано так, чтобы получить максимальную подъемную силу при минимальном лобовом сопротивлении. Рассмотрим обтекание симметричного двояковыпуклого профиля крыла воздушным потоком при различном положении профиля (рис 2.9).

 

Рис. 2. 9 Аэродинамические силы крыла: а- симметричное обтекание профиля; б- несимметричное

При симметричном обтекании профиля набегающие на него струйки воздуха искривляются и вследствие одинаковой выпуклости профиля площади поперечных сечений струек над и под крылом будут изменяться одинаково. Согласно уравнениям неразрывности струи и Бернулли скорость воздушного потока на нижней и верхней поверхностях крыла изменятся в равной мере и соответственно давление с обеих сторон профиля будет одинаковым. У носовой части профиля давление повысится из-за уменьшения скорости потока, а позади крыла возникнет разряжение. Вследствие разности давлений и трения воздуха возникнет аэродинамическая сила R, направленная по потоку.

При несимметричном обтекании профиля воздушным потоком над верхней частью профиля площади поперечных сечений струек будут меньше, чем в нижней части, а значит и скорость потока над профилем будет больше, чем под ним. Следовательно, давление воздуха на верхней поверхности профиля будет меньше, чем на нижней. Кроме того, давление воздуха у носка профиля возрастает из-за торможения потока, а позади профиля область разряжения увеличивается. ( На рисунке области повышенного давления обозначены знаком "плюс", а области пониженного давления - знаком "минус" ). В результате образовавшейся разности давлений возникает полная аэродинамическая сила R, направленная под некоторым углом к набегающему потоку. Проекция силы R, направленная вдоль траектории движения, - лобовое сопротивление Xа , вторая составляющая силы R, направленная перпендикулярно набегающему потоку, - подъемная сила Y. Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления (ЦД).

Опытными исследованиями установлено, что аэродинамические силы через их коэффициенты могут быть выражены следующим образом:

R = сrS(rV 2/2), Y = сУ S(rV 2/2),    Xа = сXа S(rV 2/2),

где сr , сУ , с- соответственно коэффициенты полной аэродинамической силы, подъемной силы , лобового сопротивления,

S - площадь крыла в плане;

rV 2/2- скоростной напор.

 Коэффициенты сr , сУ , с зависят от формы профиля, формы крыла в плане, состояния поверхности крыла, положения его относительно набегающего потока. Они могут быть определены расчетом, но более достоверные их значения получаются опытным путем при испытаниях крыла в аэродинамической трубе.

Полная аэродинамическая сила, как это следует из рис 2.9,б , подъемная сила, лобовое сопротивление и их коэффициенты связаны следующими зависимостями:

R2=Y 2+ X2а ;  сr2= сУ2X2.

Аэродинамическое совершенство крыла характеризуется аэродинамическим качеством К, равным отношению подъемной силы к лобовому сопротивлению или, что равнозначно отношению коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления:

К =  Y/Xа =   сУ .

Аэродинамическое качество зависит от направления силы R, характеризуемого углом качества q, составленного между перпендикуляром к направлению воздушного потока и вектором полной аэродинамической силы. Из рис 2.9,б можно определить угол q

tgq= Xа /Y или tgq= 1/К

Конструкция крыла

 

5.1 Конструктивные элементы силовой системой крыла

1 - обшивка 2 – стрингер. 3 - нервюра. 4 – лонжерон

 

Рис. 5.2  Виды механизации крыла : 1 – простой щиток 2 – щиток со скользящим шарниром; 3 – простой закрылок; 4 – видвижной закрылок; 5 - щелевой закрылок; 6 – отклоняющийся вниз носок крыла; 7 – предкрылок; 8 – реактивный закрылок; 9 сдувание пограничного слоя; 10 – отсос пограничного слоя.

 

 

Рис. 5.3 Формы фюзеляжей и их поперечных сечений

 

 

Рис 5.4 Каркас ферменного фюзеляжа:

1 – стойка; 2 – раскос; 3 - расчалка; 4 – лонжерон; 5 – диагональ; 6 – распорка.

 

 

 

Рис. 5.7  Оперение самолета и схема его работы: 1- форкиль; 2- зализ; 3- проблесковый маяк; 4 киль; 5- руль направления; 6- триммер руля направления;7- сервокомпесатор; 8- триммер руля высоты;9- руль высоты; 10- стабилизатор; 11- фальшкиль

 

 

 

 

Рис.5.9 Схема шасси: а – с хвостовой опорой; б – с передней опорой; в – велосипедное; 1- основные колёса; 2 – хвостовое колесо; 3 – носовое колесо; 4 – подкрыльные колёса.

 

Конструкция двигателя

 

 

Рис. 6.1 Силовая установка

 

Рис.6.2  Классификация авиационных двигателей

 

Рис. 6. 3  Прямоточный ВРД

 

Рис. 6.4 Схема пульсирующего ВРД

 

 

 

Рис.6.8 Дозвуковое входное устройство

 

 

 

 

Рис. 6.14 Типы камер сгорания

а)трубчатая ; б)трубчато-кольцевая ; в)кольцевая

 

Рис. 6.18 Нерегулируемое выхлопное устройство


Дата добавления: 2018-08-06; просмотров: 484; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:




Мы поможем в написании ваших работ!