/ cтудентам

ТЕМА 1. Основные сведения о воздушных судах, их конструкции, теории полета и центровке.

Воздушное судно (ВС)- летательный аппарат, поддерживаемый в атмосфере за счет взаимодействия с воздухом, отличного от взаимодействия с воздухом, отраженным от поверхности земли или воды.

Самолёт — воздушное судно тяжелее воздуха для полётов в атмосфере, использующее аэродинамическую подъёмную силу планера для удержания себя в воздухе и тягу силовой установки для маневрирования и компенсации потерь полной механической энергии на лобовое сопротивление.

Основные конструктивные элементы самолета, их назначение.

Фюзеляж - (фр.fuselage, отfuseau— веретено) — корпус летательного аппарата. Фюзеляж является «телом» самолёта. В нём располагаются кабина экипажа, пассажирские салоны, багажные, бытовые и технические отсеки, системы самолета (управления, гидравлическая, топливная, кондиционирования, регулирования давления, противопожарная, противообледенительная и другие), авионика и так далее. Фюзеляж состоит из продольных балок (лонжероны, стрингеры), поперечных элементов (шпангоуты) и обшивки.

Пассажирские самолёты разделяют на узкофюзеляжные и широкофюзеляжные. У первых диаметр поперечного сечения фюзеляжа составляет в среднем 2-4 метра (В737 и А320 - узкофюзеляжные самолеты). Диаметр широкого фюзеляжа – не менее 5 метров. Существуют самолёты с двумя пассажирскими палубами (А380, Боинг 747).

Отсек фюзеляжа между передним и задним гермошпангоутами (гермошпангоут - сплошная герметичная перегородка) называется гермокабиной. Гермокабину пассажирского самолета можно условно разделить на верхнюю палубу (кабина экипажа, пассажирские салоны, бытовые отсеки) и нижнюю палубу (багажно-грузовые отсеки – БГО и технические отсеки – ТО).

Крылоявляется ключевой частью в конструкции самолёта, оно генерирует подъёмную силу: профиль крыла устроен таким образом, что консоль разделяет набегающий на самолёт поток воздуха. Над верхней кромкой крыла образуется область более низкого давления, чем под нижней. За счет возникающей при этом подъемной силы крыло «выталкивается» наверх.

Крылья (а точнее левая и правая консоли или отъемные части крыла) чаще всего крепятся к фюзеляжу через центроплан- центральную часть крыла (ЦЧК), соединяющую правую и левую консоли крыла (или ОЧК).

Конструктивно крыло состоит из продольных силовых элементов (лонжеронов, стрингеров), поперечных силовых элементов (нервюр) и обшивки.

На крыле установлено множество отклоняющихся управляемых поверхностей – механизация (закрылки, предкрылки, спойлеры, воздушные тормоза, интерцепторы), элементы системы управления самолетом (элероны, элероны-интерцепторы, триммеры). Они позволяют регулировать перемещение самолёта в трёх плоскостях, поступательную и вертикальную скорость и некоторые другие параметры полёта. Часто на крыльях устанавливаются вертикальные законцовки, которые уменьшают завихрения воздуха на концах крыла, снижая уровень вибрации, и, как следствие, экономя топливо. Внутри крыльев, как правило, установлены герметичные топливные баки-кессоны.

Аэродинамические свойства крыла определяются его размахом, площадью, а также углом стреловидности. Существуют самолёты с изменяемой стреловидностью крыла.

Оперение устанавливается в хвостовой части фюзеляжа. Хвостовое оперение в большинстве случаев представляет собой вертикально расположенный киль и горизонтально расположенный стабилизатор, близкие по конструкции к крыльям.

Оперениечаще всего бывает вертикальным (А-320 и В-737) или Т-образным (Ту-154). Реже имеются два киля на обеих законцовках цельного стабилизатора (Ан-225). На некоторых боевых самолётах дополнительное оперение устанавливается в носовой части фюзеляжа (Су-35).

Основное назначение хвостового оперения – стабилизация и управление ВС в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Киль – неподвижный элемент оперения, а стабилизатор на современных самолетах (в т. ч. на А-320 и В-737) управляется в ручном илиавтоматическом режимах. На задней кромке киля установлен элемент системы управления самолета – руль направления, а на задней кромке стабилизатора – руль высоты. В киле самолетов могут располагаться топливные баки.

Шасси.

С помощью шасси самолёт осуществляет взлёт, посадку, руление и стоянку. Шасси представляет собой амортизационную стойку, к которой крепится колёсная тележка. В зависимости от массы самолёта различается конфигурация шасси. Наиболее часто встречающиеся (А-320 и В-737): одна передняя опора шасси (ПОШ) и две основных или главных (ГОШ), одна носовая и три основных (Ил-96), одна носовая и четыре основных (Боинг 747), две носовых и две основных (B-52).

Колёсные тележки ГОШ могут иметь различное количество колёсных пар: от одной (А-320 и В-737) до семи (Ан-225). Колеса ГОШ оборудованы тормозами для торможения самолета при движении по земле, а колеса ПОШ подтормаживаются только при их уборке после взлета.

Управление поворотом самолёта на земле осуществляется через привод к носовой стойке шасси. В полёте шасси убираются в специальные отсеки (ниши или гондолы шасси) для уменьшения аэродинамического сопротивления.

Силовая установка.

Самолёт приводится в движение двигателем. Для современных самолётов характерны газотурбинные (турбореактивные или турбовинтовые) двигатели (топливо – авиационный керосин). На более ранних ВС устанавливались поршневые двигатели (топливо – авиационный бензин).Основной характеристикой газотурбинного двигателя является тяга (измеряется в кгс), поршневого – мощность (измеряется в лошадиных силах – л.с.).
Для аэродинамического торможения самолета двигатель может быть оборудован реверсивным устройством (А-320 и В-737 – оба двигателя). Двигатель с установленным на него оборудованием, системами и устройствами называется силовой установкой.Двигатель либо крепится к крылу или фюзеляжу с помощью пилона (в этом случае он помещается в защищённую гондолу - А-320 и В-737), через который к нему подходят топливопроводы и различные приводы, либо встраивается непосредственно в фюзеляж. Компоновка может сильно различаться: на самолёте может быть всего один двигатель, два (А-320 и В-737), три (Ту-154), четыре (Ил-96), шесть (Ан-225), восемь (B-52).

Основные свойства атмосферы и понятия теории полета и аэродинамики.

Давление– сила, действующая на единицу площади перпендикулярно к ней:

(в системе СИ давление измеряется в Паскалях – Па=Н/м²)

Закон Паскаля:всякое тело, находящееся неподвижно в воздухе, испытывает со стороны последнего давление, одинаковое со всех сторон.

Атмосферное давление– давление, вызываемое весом вышележащего слоя воздуха.

760 мм. рт. ст. = 1013 ГПа; 1 ГПа = 1 mbar.

Международная стандартная атмосфера (МСА)– состояние атмосферы, принятое за стандарт, при которомP= 760 мм. рт. ст.,t= +15ºC, удельный вес воздуха= 1, 225 кгс/см³

Вес (G) - это сила, с которой тело действует на опору или подвес, возникающая в поле сил тяжести (Н или кгс).

Масса (m)- это постоянная характеристика тела (кг).

G=mg(второй закон Ньютона), гдеg– ускорение свободного падения (9,81 м/с²)

Плотность воздуха - его количество, содержащееся в единице объема.

Весовая плотность (или удельный вес) – это вес воздуха в единице объема.

Массовая плотность - это масса воздуха в единице объема:.

Угол атаки(α) - угол между хордой крыла и вектором скорости.

Тангаж () - угол между продольной осью самолета и горизонтальной плоскостью.

Крен() - угол поворота самолета вокруг его продольной оси.

Хорда крыла– условная линия, соединяющая переднюю и хвостовую части крыла.

Средняя аэродинамическая хорда(САХ) - это осредненная для всего крыла хорда (хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину и точку приложения полной аэродинамической силы при равных углах атаки).
Величина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и указываются в техническом описании.

Атмосфера- это газовая оболочка Земли. Газ, составляющий эту оболочку, называется воздухом.

Высота газовой оболочки Земли более 2 тыс. км, но 95% всей массы атмосферного воздуха находится до высоты 20 км. Температура воздуха с подъемом на высоту в тропосфере падает (6,5ºС на каждую 1000 м).

Атмосферное давление с подъемом на высоту также падает (1 мм. рт. ст. 11 м). На высоте 12 100 м Ра 100 мм. рт. ст.

Состав воздуха в тропосфере постоянен и содержит 78% азота, 21% кислорода и 1% других газов (аргон, углекислый газ, водород, гелий, неон и др.). С подъемом на высоту плотность тоже уменьшается, на высоте 5 км плотность примерно в 2 раза ниже, чем у земли.

Подъемная сила Y- это составляющая полной аэродинамической силыR(силы, с которой газообразная среда действует на поверхность движущегося в ней твердого тела), направленная вверх.

X- сила лобового сопротивления, Ц.Д. – центр давления, Н.П. – направление полета.

Подъемная сила возникает из-за разности давления над и под крылом.

Крыло практически всегда имеет определенный профиль, у которого нижняя часть практически плоская, а верхняя выпуклая. Воздушный поток, проходя под нижней частью профиля, почти не меняет своей структуры и формы. Зато, проходя над верхней частью, он сужается, ведь для него верхняя поверхность профиля – это как вогнутая стенка в трубе, по которой этот самый поток протекает.

Чтобы через эту «продавленную» трубу прогнать за определенное время тот же объем воздуха, его нужно двигать быстрее, что и происходит на самом деле.

Закон Бернулли- чем выше скорость потока, тем ниже его давление.

Таким образом, давление над профилем (а значит и над всем крылом) ниже давления под ним. За счет этого и возникает подъемная сила.

Зависимость коэффициента подъемной силы Су и коэффициента лобового сопротивления Сх при различных углах атаки α для каждого самолета определяется экспериментально в аэродинамической трубе и называется полярой самолета.

С увеличением угла атаки α растет коэффициент подъемной силы Сy, а также увеличивается давление под крылом за счет набегающего потока воздуха. Соответственно увеличиваются как подъемная сила, так и сила лобового сопротивления (Yрастет в большей степени, чемX). При определенном значении αкр (критический угол атаки) неразрывное течение потока нарушается, происходит «срыв потока» и резкое снижение подъемной силы. Так как «срыв потока» на левой и правой консолях крыла происходит не одновременно, самолет резко кренится и срывается в «штопор».

Отношение Сyк Сxназывается аэродинамическим качеством (К) самолета.K=Сy/Cx(определяет расстояние - равно высоте полета, умноженной на К, - которое пролетит самолет при планировании со всеми неработающими двигателями).

(В-737: К=15, А-320: К=18)

Формула подъемной силы самолета: ,

где - плотность воздуха, Су – коэффициент подъемной силы.

S- площадь крыла,

V– скорость полета,- скоростной напор.

Из формулы видно, что подъемная сила растет при увеличении Су (за счет роста угла атаки или выпуска механизации), росте скорости полета (так как с увеличением высоты полета плотность воздуха падает, для поддержания скоростного напора необходимо увеличивать скорость полета V), а также при увеличении площади крылаS(при выпуске механизации крыла – закрылков и предкрылков – площадь крыла растет, а значит требуемое значение подъемной силыYдостигается на меньших скоростяхVполета – на взлете и при посадке самолета).

Устойчивость и управляемость самолета.

Любой самолет, поднявшийся в воздух, кроме высоких летно-тактических данных должен быть хорошо уравновешен, быть устойчивым и одновременно хорошо управляемым. Выполнение этих требований - сложная конструктивная задача.

Полет самолета определяется его взаимодействием с другими телами и главным образом с воздухом, обтекающим крыло, фюзеляж, горизонтальное оперение и т. д. При взаимодействии с воздухом возникают внешние аэродинамические силы, которые нагружают самолет и создают моменты сил. Для осуществления различных режимов полета требуется полное или частичное равновесие внешних сил и моментов, действующих на самолет.

Устойчивость характеризует способность самолета без вмешательства летчика сохранять заданный режим полета.

Управляемость - это способность самолета должным образом реагировать на отклонение летчиком рулей управления (рулей высоты, поворота и элеронов).

Между равновесием, устойчивостью и управляемостью существует определенная взаимосвязь. В общем случае движение самолета оказывается весьма сложным, поэтому для удобства анализа его разлагают на простейшие виды: продольное и боковое.

Соответственно с продольным и боковым движением самолета рассматривают:

- продольное и боковое равновесие;

- продольную и боковую устойчивость;

- продольную и боковую управляемость.

Любое вращение самолета вокруг его центра тяжести можно разложить на вращение вокруг трех взаимно перпендикулярных осей X, У, Z, проходящих через центр тяжести. При изучении устойчивости и управляемости обычно используют связанную систему координат.

В связанной системе координат ось Х₁связана с самолетом, параллельна оси самолета или хорде крыла и находится в плоскости симметрии. Ось У₁находится также в плоскости симметрии, перпендикулярна оси Х₁и направлена вверх. Ось Z перпендикулярна осям Х и У и направлена вдоль правой плоскости.

Соответственно трем осям на самолет действуют следующие моменты.

1. Продольный момент или момент тангажа Mz стремящийся повернуть самолет вокруг оси Z₁.

Продольный момент может быть кабрирующим, стремящимся увеличить угол тангажа, или пикирующим, стремящимся уменьшить угол тангажа.

2. Поперечный момент или момент крена Мх, стремящийся повернуть самолет вокруг оси Х₁

3. Путевой момент или момент рысканья My, стремящийся повернуть самолет вокруг оси У₁т. е. изменить курс самолета.

Для балансировки самолета относительно его центра тяжести в установившемся полете, а также для управления самолетом применяются различные аэродинамические рули. На самолетах с обычной схемой управления поворот и балансировка его относительно поперечной оси Z осуществляются рулями высоты (или управляемым стабилизатором). Относительно продольной оси Х самолет балансируется и поворачивается с помощью элеронов, расположенных в задних частях консолей крыла и отклоняющихся на правом и левом крыле в противоположные стороны. В помощь элеронам на скоростных самолетах применяются интерцепторы, которые как бы увеличивают эффективность элеронов.

Относительно оси У самолет балансируется и поворачивается с помощью руля поворота (направления).

Аэродинамический руль представляет собой отклоняющуюся заднюю часть крыла, горизонтального оперения (стабилизатора), вертикального оперения (киля). За счет отклонения руля образуется дополнительная аэродинамическая сила (положительная или отрицательная) на участке несущей поверхности крыла, стабилизатора или киля, которая расположена на соответствующем расстоянии до центра тяжести самолета и создает момент, необходимый для балансировки и управления самолетом относительно его центра тяжести.

Действие рулей на дозвуковых скоростях полета объясняется тем, что возмущения, вызванные отклонением рулей, распространяются во всех направлениях: по потоку и навстречу потоку. Вследствие этого происходит перераспределение давления по всей длине хорды профиля, в том числе и на неподвижных несущих поверхностях, снабженных рулем. Если, например, отклонить руль высоты вниз, то это вызовет дополнительное разрежение сверху стабилизатора и повышение давления внизу, что и приведет к созданию дополнительной подъемной силы на горизонтальном оперении в целом (подвижной и неподвижной его частей). Дополнительная подъемная сила У_Г.О.на горизонтальном оперении создает дополнительный момент относительно центра тяжести, который претворит в практическое действие замысел летчика.

Вес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива, бортприпасов, грузов, экипажа и т. д. Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, называемую центром тяжести (центром масс).

Центровка самолета.

Точка (на САХ крыла) приложения приращения полной аэродинамической силы самолета называется аэродинамическим фокусом.

Если в полете по каким-то причинам (встречный ветер, восходящий поток и др.) произойдет увеличение угла атаки, то на крыле возникнет прирост подъемной силы в точке фокуса, который вернет самолет в исходный прямолинейный полет без вмешательства пилота.

Про такой самолет говорят, что он обладает продольной устойчивостью. Условием продольной устойчивости является положение центра тяжести (центра масс) (точки приложения силы веса Gсамолета) впереди точки фокуса.

При положении центра тяжести позади фокуса – неустойчивый самолет. При совпадении центра тяжести и фокуса – нейтральная или безразличная устойчивость. Поэтому заднее положение центра тяжести ограничивают (путем распределения загрузки) и называют предельно задней центровкой.

Есть предел положения центра тяжести, при котором самолет будет очень устойчив, но может не хватить эффективности рулей для управления самолетом (управляемость – понятие, характеризующее способность самолета должным образом реагировать на отклонение летчиком рулей управления). Поэтому крайнее переднее положение центра тяжести также ограничивают и называют предельно передней центровкой.

Таким образом, при предельно передних центровках самолет очень устойчив, но плохо управляется, а при предельно задних центровках самолет хорошо управляется, но не устойчив.

Диапазон эксплуатационных центровок – это интервал от предельно передних до предельно задних центровок. Центр тяжести самолета должен находиться в этом диапазоне.

Центровка Xт - это положение центра тяжести самолета относительно САХ (т.е. расстояние от передней части САХ до Ц.Т., выраженное в % ко всей длине САХ).

Центровка опрокидывания самолета на хвост – это нейтральная центровка, при которой центр тяжести самолета совпадает с точкой, определяющей положение основных опор на САХ. В этом случае возможно «переваливание» самолета относительно опор шасси и опрокидывание его на хвост.

Центровка самолета рассчитывается перед полетом. Она зависит от загрузки (экипаж, пассажиры, багаж, груз, бортовое питание, сменное оборудование и др.) и заправки самолета. Расчет выполняется по центровочным графикам из РЦЗ – руководства по центровке и загрузке самолета (часть РЛЭ). Центровочный график или распечатка автоматического расчета центровки является отчетным документом. Вылет без них запрещен.

При изменении вариантов загрузки самолета или при изменении полетного веса самолета в результате выработки топлива положение центра тяжести, следовательно, меняется и центровка самолета. Перемещение пассажиров и грузов внутри самолета в полете также сказывается на положении центра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета центровка становится более передней, и наоборот, размещение грузов в хвостовой части смещает центровку назад, т. е. она становится более задней.

Центровка является весьма важной характеристикой самолета, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью. Поэтому пилот обязан точно знать разрешенный диапазон центровок самолета с тем, чтобы не выйти за его пределы.

В случае изменения размещения грузов, экипажа и т. д. необходимо производить расчет изменения центровки.

Основные летно-технические характеристики изучаемых самолетов.

Основные характеристики самолета Boeing 737-300

Вариант компоновки салона самолета Boeing 737-300

Основные характеристики самолета Boeing 737-400

Вариант компоновки салона самолета Boeing 737-400

Основные характеристики самолета Boeing 737-500