Классификация самолетов

Основные агрегаты самолета

Самолеты относятся к летательным аппаратам тяжелее воздуха, им характерен аэродинамический принцип полета. У само­летов подъемная сила Y создается за счет энергии воздушного по­тока, омывающего несущею поверхность, которая неподвижно закреплена от­носительно корпуса, а поступательное движение в заданном направ­лении обеспечивается тягой силовой установки (СУ) самолета.

Различные типы самолётов имеют одни и те же основные агрегаты (составные части): крыло, вертикальное (ВО) и горизонтальное (ГО) оперение, фюзеляж, силовую установку (СУ) и шасси (рис 2.1).

Рис. 2.1. Основные элементы конструкции самолета

Крыло самолета1 создает подъемную силу и обеспечивает попе­речную устойчивость самолету при его полете.

часто крыло является силовой базой для размещения шасси, двигателей, а его внутренние объемы используют для размещения топлива, оборудования, различных узлов и агрегатов функциональных систем.

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) современных самолетов на крыле устанавливаются средства механизации по передней и задней кромкам. По передней кромке крыла размещают предкрылки, а по задней - закрылки10, интерцепторы12 и элероны-интерцепторы.

В силовом отношении крыло представляет собой балку сложной конструкции, опорами которой являются силовые шпангоуты фюзеляжа.

Элероны11 являютсяорганами поперечного управления. Они обеспечивают поперечную управляемость самолета.

В зависимости от схемы и скорости полета, геометрических па­раметров, конструкционных материалов и конструктивно-силовой схемы масса крыла может составлять до 9…14 % от взлетной массы само­лета.

Фюзеляж13 объединяет основные аг­регаты самолета в единое целое, т.е. обеспечивает замыкание сило­вой схемы самолета.

Внутренний объем фюзеляжа служит для размеще­ния экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, почты, багажа, средств спасения людей на случай возникновения аварийных ситуа­ций. В фюзеляжах грузовых самолетов предусмотрены развитые погрузочно-разгрузочные системы, устройства быстрой и надежной швар­товки грузов.

Функцию фюзеляжа у гидросамолётов выполняет лодка, которая позволяет производить взлет и посадку на воду.

фюзеляж в силовом отношении является тонкостенной балкой, опорами которой являются лонжероны крыла, с которыми он связан через узлы силовых шпангоутов.

масса констру­кции фюзеляжа составляет 9…15 % от взлетной массы самолета.

Вертикальное оперение5 состоит из неподвижной части киля4 и руля направления (РН) 7.

Киль 4 обеспечивает самолету путевую устойчивость в плоскости X0Z, а РН - путевую управляемость относительно оси 0y.

Триммер РН 6 обеспечивает снятие длительных нагрузок с педалей, например, при отказе двигателя.

Горизонтальное оперение9 включает в себя неподвижную или ограниченно подвижную часть (стабилизатор2) и подвижную часть – руль высоты (РВ) 3.

Стабилизатор 2 придает самолету продольную устойчивость, а РВ 3 - продольную управляемость. РВ может нести на себе трим­мер 8 для разгрузки штурвальной колонки.

Масса, конструкции ГО и ВО обычно не превышает 1,3…3 % от взлетной массы самолета.

Шасси самолета 16 относится к взлетно-посадочным устройствам (ВПУ), которые обеспечивают разбег, взлет, посадку, пробег и маневрирование само­лета при движении по земле.

Число опор и расположение их относительно центра масс (ЦМ) самолета за­висит от схем шасси и особенностей эксплуатации самолета.

Шасси самолета, показанного на рис.2.1, имеет две основные опоры16 и одну носовую опору17. Каждая опора включает в себя силовую стой­ку18 и опорные элементы - колеса15. Каждая опора может иметь несколько стоек и несколько колес.

Чаще всего шасси самолета дела­ют убирающимися в полете, поэтому для его размещения предусматри­вают специальные отсеки в фюзеляже 13. Возможна уборка и размещение основных опор шасси в специальных гондолах (или мотогондолах), обтекателях14.

Шасси обеспечивает поглощение кинетической энергии удара при посадке и энергии торможения на пробеге, рулении и при маневрировании самолета по аэродрому.

самоле­ты-амфибии могут совершать взлет и посадку, как с наземных аэродромов, так и с водной поверхности.

Рис.2.2. Шасси самолета-амфибии.

на корпусе гидросамолета устанавливают колесно­е шасси, а под крылом размещают поплавки1, 2 (рис.2.2).

Относительная масса шасси обычно составляет 4…6 % от взлетной массы самолета.

Силовая установка 19 (см.рис.2.1), обеспечивает создание силы тяги самолета.Она состоит из двигателей, а также сис­тем и устройств, обеспечивающих их работу в условиях летной и наземной эксплуатации самолета.

У поршневых двигателей сила тяги создается воздушным винтом, у турбовинтовых - воздушным винтом и частично реакцией газов, у реактивных - реакцией газов.

В СУ входят: узлы крепления двигателей, гондола, управление СУ, входные и выходные устройства двигателей, топливная и масляная системы, системы запуска двигателя, противопожарная и противообледенительная системы.

Относительная масса СУ в зависимости от типа двигателей и схе­мы размещения их на самолете может достигать 14…18 % от взлетной мас­сы самолета.

2.2. Технико-экономические и летно-технические
характеристики самолетов

Технико-экономическими характеристиками самолетов являются:

- относительная масса полезной нагрузки:

` m _пн = m _пн / m ₀

где m _пн - масса полезной нагрузки;

m ₀ - взлетная масса самолета;

- относительная масса максимальной платной нагрузки:

` m _кнmах = m _кнmах / m ₀

где m _кнmах масса максимальной коммерческой нагрузки;

- максимальная часовая производительность:

П _ч = m _кнmах∙ v _рейс

где v _рейс - рейсовая скорость самолета;

- расход топлива на единицу производительности q _Т

К основным летно-техническим характеристикам самолетов отно­сят:

- максимальную крейсерскую скорость v _кр.mах;

- крейсерскую экономическую скорость V _кp.эк;

- высоту крейсерского полета Н _кp;

- дальность полета с максимальной платной нагрузкой L;

- среднее значение аэродинамического качества К в полете;

- скороподъемность;

- грузоподъемность, которая определяется массой пассажиров, грузов, багажа, перевозимой на самолете при заданной полетной мас­се и запасе топлива;

- взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) самолета.

Основными параметрами, характеризующими ВПХ, являются ско­рость захода на посадку - V _з.п; посадочная скорость - V _п;скорость отрыва при взлете - V _omp; длина разбега при взле­те - l _раз; длина пробега при посадке - l _np; максимальное значение коэффициента подъемной силы в посадочной конфигура­ции крыла - С _{у max п};максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации крыла С _{у max взл}

Классификация самолетов

Классификацию самолетов проводят по многим критериям.

Одним из основных критериев классификации самолетов являет­ся критерий по назначению. этот критерий предопределяет летно-технические характеристики, геометрические параметры, компоновку и состав функциональных систем самолета.

По своему назначению самолеты подразделяют на гражданские и военные. Как первые, так и вторые самолеты классифицируют в зависимости от вида выполняемых задач.

Ниже рассмотрена классификация только гражданских самолетов.

Гражданские самолеты предназначены для перевозки пассажиров, почты, грузов, а также для решения разнообразных народнохозяйственных задач.

Самолеты под­разделяют на пассажирские, грузовые, экспериментальные, учебно-тренировочные, а также на самолеты целевого народнохозяйствен­ного назначения.

Пассажирские самолеты в зависимости от дальности полета и грузоподъемности подразделяют на:

- дальние магистральные самолеты – дальность полета L >6000 км;

- средние магистральные самолеты - 2500 < L < 6000 км;

- ближние магистральные самолеты - 1000< L < 2500 км;

- самолеты для местных воздушных линий (МВЛ) - L <1000 км.

Дальние магистральные самолеты (рис. 2.3) с дальностью поле­та более 6000 км, обычно, оснащаются СУ из четырех ТРДД или винтовентиляторных двигателей, что позволяет повысить безопас­ность полета в случае отказа одного или двух двигателей.

Средние магистральные самолеты (рис. 2.4, рис. 2.5) имеют СУ из двух-трех двигателей.

Ближнемагистральные самолеты (рис. 2.6) при дальности полета до 2500 км имеют СУ из двух-трех двигателей.

Самолеты местных воздушных авиалиний (МВЛ) эксплуатируются на авиационных трассах протяжен­ностью менее 1000 км, а их СУ может состоять из двух, трех и да­же четырех двигателей. Увеличение числа двигателей до четырех обу­словлено стремлением обеспечить высокий уровень безопасности поле­тов при большой интенсивности взлетов-посадок, характерных для са­молетов МВЛ.

К самолетам МВЛ можно отнести административные само­леты, которые рассчитаны на перевозку 4…12 пассажиров.

Грузовые самолеты обеспечивают перевозку грузов. Эти самолеты в зависимости от дальности полета и грузоподъемности могут подразделяться аналогично пассажирским. перевозка грузов может осуществляться как внутри грузовой кабины (рис.2.7), так и на внешней подвеске фюзеляжа (рис. 2.8).

Учебно-тренировочные самолеты обеспечивают подготовку и тренировку летного состава в учебных заведениях и центрах подготовки гражданской авиации (рис.2.9)Такие самолеты часто изготовляют двухместными (инструктор и стажер)

Экспериментальные самолеты создаются для решения конкретных научных проблем, проведения натурных исследований непосредственно в полете, когда необходима проверка выдвигаемых гипотез и конструктивных решений.

Самолеты народнохозяйственного назначения в зависимости от целевого использования разделяются на сельскохозяйственные, патрульные, наблюдения за нефте- и газопроводами, лесными массивами, прибрежной зоной, дорожным движением, санитарные, ледовой разведки, аэрофотосъемки и др.

Наряду со специально спроектированными для этих целей самолетами под целевые задачи могут переоборудоваться самолеты МВЛ малой грузоподъемности.

Рис. 2.7. Грузовой самолет

Рис. 2.10

Рис. 2.9

Рис.2.8

Рис. 2.8. Перевозка грузов на внешней подвеске

Рис. 2.9. Учебно-тренировочный самолет

Рис. 2.10. Самолет народнохозяйственного назначения

Аэродинамическую компоновку самолета характеризует число, внешняя форма несущих поверхностей и взаимное расположение крыла, оперения и фюзеляжа.

В основу классификации аэродинамических компоновок положено два признака:

- форма крыла;

- расположение оперени я.

В соответствии с первым признаком выделяют шесть типов аэродинамических компоновок:

- с прямым и трапециевидным крылом;

- со стреловидным крылом;

- с треугольным крылом;

- с прямым крылом малого удлинения;

- с кольцевым крылом;

- с круглым крылом.

Для современных гражданских самолетов практически использу­ют первые два и частично третий тип аэродинамических компоновок.

Согласно второму типу классификации выделяют следующие три варианта аэродинамических компоновок самолетов:

- нормальной (классической) схемы;

- схемы ^"утка^";

- схема "бесхвостка".

Разновидностью схемы "бесхвостка" является схема "летающее крыло".

Самолеты нормальной схемы (см.рис.2.5, 2.6) имеют ГО, расположенное за крылом. Эта схема получила господствующее распространение на самолетах гражданской авиации.

Основные достоинства нормальной схемы:

- возможность эффективного использования механизации крыла;

- легкое обеспечение балансировки самолета с выпущенными закрылками;

- уменьшение длины но­совой части фюзеляжа. Это улучшает обзор пило­ту и уменьшает площадь ВО, так как укороченная носовая часть фюзеляжа вызывает появление меньшего дестабилизирующего путевого момента;

- возможность уменьшения площадей ВО и ГО, так как плечи ГО и ВО значительно больше, чем у других схем.

недоста­тки нормальной схемы:

- ГО создает отрицательную подъемную силу практически на всех режимах полета. Это приводит к уменьшению подъемной силы само­лета. Особенно на переходных режимах полета при взлете и посадке;

- ГО находится в возмущенном воздушном потоке за кры­лом, что отрицательно сказывается на его работе.

Для выноса ГО из "аэродинамической тени" крыла или из "спутной струи" закрылков на переходных режимах полета его смещают относительно крыла по высоте (рис.2.11, а), выносят его на середину киля (рис.2.11;б) или на верх киля (рис.2.11, в).

Рис. 2.12

Рис. 2.11

Рис. 2.11 Схемы размещения горизонтального оперения

а. ВО., смещенное относительно крыла по высоте;

б. ВО расположено на середине киля (крестообразное оперение);

в. Т- образное оперение;

г. v - образное оперение.

В практике самолетостроения известны случаи использования на самолете комбинированного, так назы­ваемого v -образного опе­рения (рис. 2.12). функции ГО и ВО в этом случае выполняют две поверхности, разнесенные под углом относительно друг друга. Рули, размещенные на этих поверхностях, при синхрон­ном отклонении вверх и вниз работают как РВ, а при отклонении одного руля вверх, а другого вниз достигается управление самоле­том в путевом отношении.

Достаточно часто на самоле­тах может применяться двухкилевое и даже трехкилевое ВО.

При аэродинами­ческой компоновке самолета по схеме "утка" на ГО разме­щают перед крылом на носовой части фюзеляжа (рис.2.13)

Достоинствами схемы "утка" являются:

- размещение ГО в невозмущенном воздушном потоке;

- возможность уменьшения размеров крыла, так как ГО стано­вится несущим, т.е. участвует в создании подъемной силы самоле­та;

- достаточно легкое парирование возникающего пикирующего мо­мента при отклонении механизации крыла отклонением ГО;

Рис. 2.13 Компоновка самолета по схеме "утка"

- увеличение плеча ГО на более 30 %, чем у нормальной схемы, что позволяет уменьшить площадь крыла;

- при достижении больших углов атаки срыв потока на ГО воз­никает раньше, чем на крыле, что практически устраняет опасность выхода самолета на закритические углы атаки и сваливание его в штопор.

У самолета, выполненного по схеме "утка", смещение положе­ния фокуса назад при переходе от М <1 к М>1 меньше, чем у са­молетов нормальной схемы_, поэтому увеличение степени продольной устойчивости наблюдается в меньшей мере.

Недостатками данной схемы являются:

- снижение несущей способности крыла на 10-15 % из-за ско­са потока от ГО;

- сравнительно малое плечо ВО, приводящее к увеличению пло­щади ВО, а иногда и к установке двух килей для увели­чения путевой устойчивости. Это компенсирует дестабилизирующий мо­мент, создаваемый удлиненной носовой частью фюзеляжа.

Схема "бесхвостка" характеризуется отсутстви­ем ГО (см. рис. 1.13), при этом функции ГО перекладываются на кры­ло. Самолеты, выполненные по такой схеме, могут не иметь фюзе­ляжа, в этом случае их называют "летающим крылом". Для таких са­молетов характерно минимальное лобовое сопротивление.

Схема "бесхвостка" имеет следующие достоинства:

- так как на таких самолетах используются треугольные крылья, то при больших размерах бортовой нервюры можно уменьшить относи­тельную толщину профиля, обеспечив рациональное использование объема крыла для размещения топлива;

- отсутствие нагрузок ГО позволяет облегчить хвостовую часть фюзеляжа;

- уменьшается стоимость и масса планера, так как отсутству­ет ГО, по этой же причине уменьшается сопротивление трения самолета из-за уменьшения площади обтекаемой воздушным потоком поверхности;

- значительные геометрические размеры бортовой нервюры обе­спечивают возможность создать эффект "воздушной подушки^" на ре­жиме посадки самолета;

- так как в схеме "бесхвостка" применяют крылья двойной стреловидности, то на взлетном режиме происходит существенней прирост коэффициента подъемной силы.

Среди недостатков этой схемы наиболее существенным являются:

- невозможность полного использования несущей способности крыла на посадке;

- снижение потолка самолета из-за уменьшения аэродинамичес­кого качества, что объясняется удержанием элевонов в верхнем отклоненном положении для достижения наибольшего угла атаки кры­ла;

- сложность, а иногда и невозможность балансировки самоле­та при выпущенных закрылках;

- сложность обеспечения путевой устойчивости самолета из-за малого плеча ВО, поэтому иногда устанавливают три киля (см. рис. 1.13).

В практике опытного авиастроения можно встретить варианты с комбинацией основных схем в одном самолете.

Возможен вариант, когда на самолете применяют два ГО - одно перед крылом и второе за ним. При реализации схемы "тандем", самолет имеет почти соизмеримые по площади крыло и ГО. Схему "тандем" можно рассматривать как промежуточную между нормальной схемой и схемой "утка", благодаря чему расширяется эксплуатационный диапазон центровок при сравнительно малых потерях аэродинамического качества на ба­лансировку самолета.

Основными конструктивными признаками, по которым проводят классификацию самолетов, служат:

- число и расположение крыльев;

- тип фюзеляжа;

- тип двигателей, число и размещение их на самолете;

- схема шасси, характеризуемая количеством опор и их взаим­ным расположением относительно ЦМ самолета.

В зависимости от числа крыльев различают монопланы и бипланы.

Схема моноплана доминирует в самолетостро­ении, и большинство самолетов выполняется именно по этой схеме, что обусловлено меньшим лобовым сопротивлением моноплана и воз­можностью увеличения роста скоростей полета.

Самолеты схемы "биплан" (рис.2.16) отличаются высокой
маневренностью, но они тихоходны, поэтому данную схему реализуют для самолетов специального назначения, например, для сельскохозяйственных.

Рис 2. 16 Самолет схемы "биплан"

По расположению крыла относитель­но фюзеляжа самолеты могут выполняться по схеме "низкоплан" (рис.2.17, а), "среднеплан" (рис. 2.17, б) и "высокоплан" (рис.2.17, в).

Рис.2.17. Различные схемы расположения крыла

Схема "низкоплан" наименее выгодна в аэроди­намическом отношении, так как в зоне сопряжения крыла с фюзеля­жем нарушается плавность обтекания и возникает дополнительное сопротивление из-за интерференции системы "крыло-фюзеляж". Дан­ный недостаток можно существенно уменьшить постановкой зализов, обеспечивая устранение диффузорного эффекта.

Размещение ГТД в корневой части крыла позволя­ет использовать
эжекторный эффект от струи двигателя, который по­лучил название активного зализа.

Низкоплан имеет бо­лее высокое расположение нижнего обвода фюзеляжа над поверх­ностью земли. Это связано с необходимостью исключения касания концом крыла поверхности ВПП при посад­ке с креном, а также с обеспечением безопасной работы СУ при размещении двигателей на крыле. В этом случае усложняется процесс выгрузки-погрузки грузов, ба­гажа, а также посадку-высадку пассажиров. Этого недостатка можно избежать, если оснастить шасси самолета механизмом "при­седания".

Схему "низкоплан" наиболее часто используют для пассажирс­ких самолетов, так как она обеспечивает большую по сравнению с другими вариантами безопасность при аварийной посадке на грунт и воду. При аварийной посадке на грунт с убранным шасси крыло воспринима­ет энергию удара, защищая пассажирскую кабину. При посадке на воду самолет погружается в воду по крыло, которое сообщает фюзе­ляжу дополнительную плавучесть и упрощает организацию работ, связанных с эвакуацией пассажиров.

Важным достоинством схемы "низкоплан" является наименьшая масса конструкции, так как основные опоры шасси чаще всего свя­заны с крылом и их габариты и масса меньше, чем у высокоплана. В сравнении с высокопланом, имеющим шасси на фюзеляже, низкоплан имеет меньшую массу, так как не требуется утяжеления фюзеляжа, связанного с креплением к нему основных опор шасси.

Низкоплан с размещением основных опор на крыле сохраняет основное правило: опорой самолету служит несущая поверхность. Это правило выдер­живается на всех эксплуатационных режимах, как в полете, так и при взлете - посадке. Крыло в последнем случае опирается при пробеге и разбеге на шасси. Благодаря этому удается унифицировать силовую схему, определяющую пути передачи максимальных нагрузок, и снизить массу конструкции самолета в целом. Рассмотренные дос­тоинства стали причиной господствующего положения схемы "низко­план" на пассажирских самолетах.

Схема "среднеплан" (рис. 2. 17, б) для пассажирских и грузовых самолетов чаще всего не применяется, так как кессон крыла (его силовая часть) не может быть размещен в пассажирской или грузовой кабине.

С ростом взлетных масс и параметров самолетов появляется возможность приблизить компоновку крыла широкофюзеляжных самолетов к среднеплану. Крыло в этом случае поднимают до уровня пола пассажирского салона или грузовой кабины, как эти сделано на самолетах А-300, ^иБоинг-747", Ил-96 и др. Благодаря такому решению удается значительно улучшить аэродинамические характеристики.

В чистом виде схема "среднеплан" может быть реализована на двухпалубных самолетах, где крыло практиче­ски не мешает использованию объемов фюзеляжа для размещения пассажирских салонов, грузовых помещений и оборудования.

Схема "высокоплан" (рис.2.17,в) широко исполь­зуется для грузовых самолетов, а также находит применение на самолетах МВЛ. В этом случае удается получить наименьшее рассто­яние от нижнего обвода фюзеляжа до поверхности ВПП, так как вы­соко расположенное крыло не влияет на выбор высоты фюзеляжа от­носительно земли.

При использовании схемы "высокоплан" появляется возможность свободного маневрирования спецавтотранспорта при техническом об­служивании самолета.

Транспортная эффективность грузовых самоле­тов повышается из-за самого низкого положения пола грузовой ка­бины, позволяющего обеспечить быстроту и легкость погрузки-выгрузки крупногабаритных грузов, самоходной техники, различных мо­дулей и др.

Ресурс двигателей увеличивается, так как они находят­ся на значительном удалении от земли и вероятность попадания твердых частиц с поверхности ВПП в воздухозаборники резко умень­шается.

Отмеченные достоинства высокоплана объясняют то господст­вующее положение, которое заняла данная схема на самолетах тран­спортной авиации в отечественной (Ан-22, Ан-124, Ан-225), зару­бежной (C-141, С-5А, С-17 (США) и др.) практике.

Схема "высокоплан" легко обеспечивает получение нормируемого безопасного расстояния от поверхности ВПП до конца лопасти воздушного винта или нижнего обвода воздухозаборника ГТД. Этим объясняется достаточно частое использование этой схемы на пассажирских самолетах МВЛ (Ан-28 (Украина), F-27 (Голландия), Шорт-360 (Англия), АТР 42, АТР-72 (Франция-Италия)).

Несомненным достоинством схемы "высокоплан" является бо­лее высокое значение С _{у max} благодаря сохранению над фюзеля­жем полностью или частично аэродинамически чистой верхней поверх­ности крыла, большей эффективности механизации крыла за счет снижения концевого эффекта на закрылках, так как борт фюзеляжа и мотогондола играют роль концевых "шайб".

Однако большая масса конструкции планера по сравнению с дру­гими схемами отрицательно сказывается или на полезной нагрузке, или на запасе топлива и дальности полета. Утяжеление конструкции планера объясняется:

- необходимостью увеличения площади ВО на 15-20 % из-за по­падания части ее в зону затенения от крыла;

- возрастанием массы фюзеляжа на 15-20 % вследствие увели­чения числа усиленных шпангоутов в зоне крепления основных опор шасси, усиления конструкции зоны нижнего обвода фюзеляжа на слу­чай аварийной посадки с невыпущенным шасси и за счет упрочнений гермокабины.

При креплении основных опор шасси к силовой базе фюзеляжа возникают сложности с обеспечением требуемой колеи.

Малая колея шасси увеличивает нагрузку на одну бетонную плиту,
что может потребовать для эксплуатации самолета более высокий класс аэродрома.

Стремление обеспечить приемлемую колею часто заставляет уве­личивать габаритную ширину усиленных шпангоутов в зоне размеще­ния основных опор, формировать выступающие гондолы шасси и увели­чивать мидель самолета, а значит, и его аэродинамическое сопроти­вление. Как показывает статистика, в этом случае лобовое сопро­тивление гондол шасси может достигать 10-15 % от общего сопроти­вления фюзеляжа.

Меньшая безопасность высокоплана при аварийной посадке на воду и сушу делает иногда невозможным использование этой схемы на самолетах большой пассажировместимости, так как при аварийной посадке на грунт крыло своей массой вместе с двигателями стремится раздавить фюзеляж и пассажирскую кабину. При посадке на воду наблюдается погружение фюзеляжа до нижних обводов крыла и пассажирский салон может оказаться под водой. В этом случае организация работ по спасению пассажиров значитель­но осложняется и эвакуация людей возможна лишь через аварийные люки в верхней части фюзеляжа.

По типу фюзе­ляжа самолеты подразде­ляются на обычные, т.е. выполненные по однофюзеляжной схеме (рис.2.18,а); по двухфюзеляжной схеме и схеме "гондола" (рис.2.18,б).

Рис. 2.18 Классификация самолетов по типу фюзеляжа

Наибольшее распространение получила однофюзеляжная схема, позволяющая получить наиболее выгодную конфигурацию формы фюзе­ляжа с аэродинамической точки зрения, так как лобовое сопротивление в этом случае будет наименьшим по сравнению с другими типами.

При размещении оперения самолета не на фюзеляже, а на двух балках (рис.2.18,б) или замене фюзеляжа гондолой происходит увеличе­ние лобового сопротивления. Для схемы "гондола" (рис. 2.18,б) ха­рактерна плохая обтекаемость гондол, что может привести к неус­тойчивости самолета на больших углах атаки. Поэтому двухбалочная схема "гондола" в практике самолетостроения реализуется редко, в основном, на транспортных самолетах, где вопросы транспортной эф­фективности становятся первостепен­ными. Примером такого решения может служить грузовой самолет "Аргоси" фирмы "Хоукер Сидли".

Рис.2.19 Самолет "Эджи Эркрафт"

По типу двигателей различают самолеты с ПД, ТРД, ТВлД и др.

По числу двигателей самолеты подразделяют на одно-, двух-, трех-, четырех-, шестидвигательные.

На пассажир­ских самолетах из условия обеспечения безопасности полетов число двигателей не должно быть менее двух. Увеличение числа двигателей свыше шести оказывается неоправданным из-за сложностей, связан­ных с обеспечением синхронизации работы отдельных СУ и увеличением времени и трудоемкости работ при техничес­ком обслуживании.

По расположению двигателей дозвуко­вые пассажирские самолеты могут классифицироваться на четыре ос­новные группы: двигатели - на крыле (рис. 2.20, а), двигатели - в корневой части крыла, двигатели - на хвостовой части фюзеляжа (б) и смешанный вариант (в) компоновки двигателей.

При выборе места установки двигателей учитывают особенности общей компоновки самолета, условия эксплуата­ции и обеспечения максимального ресурса двигателей, стремятся получить наименьшее лобовое сопротивление СУ, свести к минимуму потери воздуха в воздухозаборниках.

Так, на самолетах с тремя двигателями целесообразно применять смешанный вариант компоновки (рис.2.20): два двигателя под крылом и третий - в хвостовой части фюзеляжа или на киле.

Рис. 2.20 Схемы установки двигателей на самолетах

На самолетах с двумя двигателями СУ размещают на крыле или на хвостовой части фюзеляжа.

С увеличением степени двухконтурности двигателя его диаметр увеличивается. Поэтому при компоновке двигателей под крылом необхо­димо увеличивать высотушасси для обеспечения нормируемого рас­стояния от обвода мотогондолы до поверхности земли. Это приводит к увеличению массы конструкции самолета и порож­дает ряд проблем, связанных с пассажирами, багажом и техничес­ким обслуживанием. Прежде всего, это касается самолетов МВЛ, ко­торые часто эксплуатируются с аэродромов, не имеющих специально­го оборудования. В то же время эффект разгрузки крыла в полете из-за размещения на нем двигателей значительно снижается, так как с увеличением степени двухконтурности удельная масса ТРД уменьшается.

На рис.2.21 показаны два самолета, конструкция которых соз­давалась исходя из одинаковых требований к платной нагрузке, даль­ности, ВПХ, миделю фюзеляжа и др. На рис.2.21 видно различие между двумя самолетами по высоте расположения относительно земли крыла и фюзеляжа.

Рис.2.21 Влияние двухконтурности двигателей на компоновку самолета

По типу опор шас­си их подразделяют на колесное, лыжное, поплавковое (для гидросамолетов), гусенич­ное и шасси на воздушной подуш­ке.

Преимущественное распрост­ранение получило колесное шас­си, и довольно часто применяют поплавковое.

По схеме шасси самолеты подразделяются на трехопорные и
двухопорные.

Трехопорная схема выполняется в двух вариантах: трехопорная схема с носовой опорой и трехопорная схема с хвостовой опорой. В большинстве случаев на самолетах применяется трехопорная схе­ма с носовой опорой. Второй вариант этой схемы встречается на легких самолетах.

Двухопорная схема шасси на гражданских самолетах практичес­ки не используется.

На тяжелых, особенно транспортных, самолетах получило расп­ространение многоопорная схема шасси. Например, на самолете "Боинг-747" используется пятистоечное шасси, на самолете Ан-225 -шестнадцатистоечное, а на пассажирском Ил-86 - четырехстоечное.

2.4. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОНСТРУКЦИИ
САМОЛЕТОВ

Все требования, предъявляемые к конструкции са­молетов, подразделяют на общие, обязательные для всех агрегатов планера, и специальные.

К общим требованиям относят аэродинамические, прочностные и жесткостные, надежности и живучести самолетов, эксплуатационные, ремонтопригодности, технологичности производства самоле­тов, экономические и требования, минимальной массы конструкции планера и функциональных систем.

Аэродинамические требования сводятся к то­му, чтобы влияние формы самолета, его геометрические и проект­ные параметры соответствовали заданным летным данным, полученным при наименьших энергетических затратах. Реализация этих тре­бований предусматривает обеспечение минимального сопротивления самолета, потребных характеристик устойчивости и управляемости, высоких ВПХ, показателей крейсерского режима полета.

Выполнение аэродинамических требований достигается выбором оптимальных зна­чений параметров отдельных агрегатов (частей) самолета, их раци­ональной взаимной компоновкой и высоким уровнем удельных пара­метров.

Прочностные и жесткостные требования предъявляются к каркасу планера и его обшивке, которые должны воспринимать все виды эксплуатационных нагрузок без разрушения, при этом деформации не должны приводить к изменению аэродинами­ческих свойств самолета, не должны возникать опасные вибрации, не должны появляться значительные остаточные деформации. Выпол­нение этих требований обеспечивается выбором рациональной сило­вой схемы и площадей поперечных сечений силовых эле­ментов, а также подбором материалов.

Требования надежности и живучести самолета предусматривают разработку и реализацию конструктивных мероприятий, направленных на обеспечение безопасности по­летов.

Надежность самолета представляет собой способность констру­кции выполнять свои функции с сохранением эксплуатационных пока­зателей в течение установленного срока межрегламентного перио­да, ресурса или другой единицы измерения времени функционирования. Характеристиками надежности являются налет часов на один отказ, количество отказов на один час налета и др.

Повысить надежность самолета можно подбором надежных элементов конструкции, их дублированием (резервированием).

Живучесть самолета определяется способностью конструкции выполнять свои функции при наличии повреждений. Для обеспечения этого требования необходимы конструктивные мероприятия, например, применение статически неопределимых силовых схем, эффективных противопожарных меро­приятий и, главным образом, резервирования. Эти требования особенно важны для обеспечения заданного уровня безопасности поле­тов.

Эксплуатационные требования пре­дусматривают создание таких
конструкций, которые позволяют в сжатые сроки обеспечивать техническое
обслуживание самолетов при минимальных ма­териально-технических затратах.

Реа­лизация таких требований возможна при обеспечении удобного дос­тупа к агрегатам, стандартизации и унификации уз­лов, агрегатов, частей самолета и разъемов, применении встроенных систем автоматического контроля техничес­кого состояния систем и агрегатов самолета, эффективных систем поиска неисправностей и их устранения, увеличении ресурса и межрегламентных сроков службы.

Требования ремонтопригодности предопределяют возможность быстрого и дешевого восстановления отказавших (поврежденных) частей ВС, оперативного поддержива­ния численности самолетомоторного парка. Значимость этих требований возрастает в связи с постоянным усложнением самолетов и средств наземного обслуживания (СНО).

Требования технологичности произ­водства самолетов предполагают минимальные трудозатраты на изго­товление и освоение массового серийного производства. Удовлетво­рение этих требований достигается агрегатированием, панелированием конструкции, применением хорошо обрабатываемых материалов, простотой конфигураций конструктивных элементов, возможностью использования высокопроизводительных технологических процессов поточного и конвейерного производства.

Экономические требования исходят из потребностей минимальных
затрат на производство и эксплуатацию всего парка самолетов. На повышение
экономических показателей направлен комплекс мероприятий по созданию
оптимального парка рентабельных самолетов, средств их обслуживания и систем обес­печения полетов. Оптимальной считается такая конструкция само­летов, у
которой суммарная стоимость производства, содержания, технического
обслуживания и ремонта за все время эксплуатации минимальна.

Требования минимальной массы самоле­тов предусматривают создание конструкций с высокой весовой от­дачей по полезной нагрузке в результате выбора рациональной силовой схемы, применения более точных методов расчета, использования со­ответствующих по удельной прочности и жесткости конструктивных материалов (например, композиционных), уменьшения количества разъемов, применения новых методов крепежа (сварка, клеесварка), макси­мальной реализации принципа равнопрочности.

Одни требования к конструкции самолетов реализуются на практике гармонично, другие требуют комплексного разрешения, поскольку некоторые требования вступают в противоречия между собой (например, все требования противоречат требованию минимальной массы).

Специальные требования предъявляются к конкрет­ным агрегатам (крылу, оперению, фюзеляжу и т.д.). Онисвязаны со спецификой их работы.

2.5. КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ
В САМОЛЕТОСТРОЕНИИ

Летно-технические характеристики самолетов можно повысить, совершенствуя их конструкцию, преж­де всего, за счет применения современных материалов и улучшения их свойств.

Авиационная металлургия в значительной степени расширила номенклатуру выпускаемых конструкционных сплавов, отвечающих повышенным требованиям к эксплуатационным свойствам. Прежде всего, его касается конструкционных легких сплавов, используемых в кон­струкции самолетов, плотность которых ниже плотности железа. Это алюминиевые, бериллиевые, магниевые, титановые сплавы и, естест­венно, композиционные материалы.

Материал для силовых элементов конструкции планера выбира­ют исходя из его механических, теплофизических характеристик, плотности, коррозионной стойкости, дефицитности и стоимости.

Большое значение при выборе материала имеют технологические процессы производства силовых деталей. Внедрение новых способов механической обработки, сборки и создание специального оборудования приводят к удорожанию конеч­ной продукции.

При выборе материала следует учитывать:

- форму и размеры си­лового элемента;

- условия, в которых он будет работать под на­грузкой;

- величину, направление и продолжительность действия нагру­зки;

- температурный режим;

- характер действующей нагрузки (постоянная, циклическая, динамическая и др.).

Весовая эффективность материала харак­теризуется удельной прочностью и удельной жесткостью.

Удельная прочность - отношение предела прочности к удель­ному весу материала γ.

В зависимости от вида деформации (рас­тяжение, сжатие, сдвиг) под пределом прочности понимают предел прочности при растяжении σ_в, при сжатии
– σ_сж, или каса­тельные разрушающие напряжения τ_в.

Удельная жесткостьЕ / γ характеризует отношение моду­ля упругости к удельному весу материала образца.

Конструкция самолета будет тем легче, чем больше будет при прочих равных условиях удельная прочность и удельная жесткость. В случае работы конструкции в условиях повышения температур вводят корректиров­ку σ_в и Е по температуре.

Для конструктивных силовых элементов планера (стрингеров, шпангоутов, нервюр, лонжеронов и обшивки) основным материалом служат алюминиевые сплавы.

Из высокопрочных сталей могут изго­тавливаться наиболее нагруженные или наиболее ответственные си­ловые элементы, например, узлы крепления шасси, фермы крепления двигателей, узлы крепления оперения и др.

Алюминиевые сплавы были первыми из метал­лических конструкционных материалов, широко используемых в авиа­ции. В настоящее время до 80 % массы конструкции самолетов граж­данской авиации приходится на алюминиевые сплавы.

Среди сплавов, обладающих высокой пластичностью, хорошей свариваемостью и коррозионной стойкостью выделяют сплавы алюминия с марганцем группы АМци магнием АМг. Наиболее прочными являются АМг-5 иAMг-6
(σ_в = 300…420 МПа). Из сплавов АМци АМг изготавливают емкости
(гидро- и маслобаки), а также бензо- и маслопроводы, заклепки.

Высокими механическими свойствами обладают алюминиевые сплавы с медью, магнием, кремнием, литием, бериллием.

Так, для группы Al - Си - М g характерны сплавы Д-16, Д-19, для
Al - Zn - Mg - Cu - сплавы В-93, В-95, В-96, для группы Аl - Cu - М g - Мn - Si - сплавы Ак-6, Ак-8.

Из дуралюмина Д-16, Д-19 изготавливают обшивку в клепаных конструкциях планера при незначительном аэродинамическом нагреве. Упрочнение дуралюминов Д-16, Д-19 достигается при термической обработке. В этих сплавах основными легирующими элементами являются медь и магний. Марганец вводят для повышения коррозионной стойкости сплавов. По сравнению с чистым алюминием все дуралюмины отличаются пониженной коррозионной стойкостью, поэтому их подвергают защите либо плакированием (покрытием) дуралюмина техническим алюминием (сплавы А-7 и А-8), либо электрохимическим оксидированием (анодированием).

Из сплавов Д-16 получают листовые полуфабрикаты, прессованные профили различной конфигурации, плиты. Область применения с сплавов Д-16 и Д-19 по температуре - не более 200 °С.

Удельная прочность сплава Д-16 σ_в / γ = (15-16)·10⁵см, в то время как у
стали 30ХГСА σ_в / γ = 15·10⁵см.

Сплавы В-93, В-95, В-96 отличает высокая прочность
(σ_в = 500..700 МПа), но они менее пластичны, чем дуралюмины.

Сплав В-95, широко используют для получения всех видов деформированных полуфабрикатов: листов, плит, профилей, труб, поковок и штамповок.

Сплав В-96 наиболее прочен из всех деформируемых алюминиевых сплавов. Однако он очень чувствителен к концентраторам напряжений, хуже работает в условиях знакопеременных нагрузок.

Сплавы В-93, В-95, В-96 резко снижают прочность при повышении температуры более 120 °С, поэтому их не используют в конструкции сверхзвуковых самолетов, если их обшивка испытывает аэродинамический нагрев более 120 °С,

Сплавы Ак-6, Ак-8 предназначены для изготовления поковок и штамповок. Их отличает повышенная пластичность в горячем состоянии. Эти сплавы склонны к коррозии под напряже­нием, поэтому изделия из них подвергают защите анодированием и лако­красочными покрытиями. Из сплава Ак-6 изготавливают крупногаба­ритные штамповки, фитинги, стойки, кронштейны, качалки и другие силовые детали. Высоконагруженные детали чаще изготавливают из сплава Ак-8.

Жаропрочные алюминиевые сплавы типа дуралюмин Д-16, Д-17,
ВАД-2 достигают высокой жаропрочности за счет увеличения в них содержания магния. Специальные добавки ти­тана, циркония, железа, никеля, также положительно влияют на их жаропрочность.

Сплав Ак-4-I при температуре 250-300 °С обладает преимуще­ствами перед сплавами ВАД-I, Д-16, хотя при температуре ниже 200 °С не превосходит эти сплавы. Поэтому из Ак-4-I изготавлива­ют детали ТРДД, обшивку и элементы силового каркаса самолетов.

Литейные алюминиевые сплавы отличаются жидкотекучестью, малой усадкой, незначительной склонностью к образованию пористости и трещин наряду с, высокими механическими и антикоррозионными свойствами. К таким сплавам от­носят Ал-2, Ал-4, ВАЛ-5, Ал-7. Для повышения механических свойств отливки из этих сплавов подвергают термической обработке.

Сплав Ал-2 отличается малой прочностью, поэтому использует­ся в производстве корпусов приборов и для малонагруженных дета­лей. Сплав средней прочности Ал-4 используется для средненагруженных деталей крупных размеров.

Сплавы ВАЛ-5, Ал-32К относят к высокопрочным.

Широко используются жаропро­чные литейные сплавы Ал-1, Ал-19,
Ал-21, BAЛ-1 и др. Детали, из­готовленные из этих сплавов, могут работать при температурах до 300°С, хотя и отличаются пониженной коррозионной стойкостью и пластичностью.

В последнее время нашли применение спеченные алюминиевые сплавы САП и САС, которые получают холодным, а затем горячим брикетированием из алюминиевого порошка или пудры. Из этих сплавов изготавливают обшивку и другие детали, работающие дли­тельно при температурах 300-500 °С и кратковременно при темпера­турах 700-900 °С.

Сплавы группы Al-Be и Al-Be-Mgотносят к материа­лам с высоким удельным модулем упругости.

Наиболее перспективны сплавы группы Al-Be-Мg.В таких сплавах Мgпракти­чески не взаимодействуя с Вeрастворяется в алюминии и упрочняет его, обеспечивая повышение прочности и модуля упругости. По величине модуля упругости эти сплавы могут превосходить лучшие алюминиевые в два-три раза. Поэтому их целесообразно использовать в конструкциях, где определяющим фактором является жесткость. В этом случае можно получить экономию в весе до 40 %.

Перспективными сплавами следует считать алюминиево-литиевые сплавы, содержащие до 2-3 % лития, который снижает плотность на7-10 %. Если сравнивать их с КМ, то массу конструкции они снижают в двое меньше, чем эпоксидографитопластики, но конструкция удешевляется в 10 раз. Поэтому алюминиево-литиевые сплавы заменят на самолетах в ближайшее время современные алюминиевые сплавы, так как эта замена не потребует внедрения новых методов механической обработки, сборки и специального оборудова­ния.

Титановые сплавы BT-I.0T-4, ОТ-4-2, BT-I6, и ВТ-22 получили в промышленности наибольшее применение. Наиболее прочен сплав ВТ-22, Хотя титановые сплавы эффективно используются в интервале температур
250-550°С, когда легкие алюминиевые сплавы уже не могут работать, а стали и никелевые сплавы уступают им по удельной прочности, их успешно применяют в конструкции шасси, узлах крепления закрылков и силовых элементах.

В авиастроении легированные стали в связи с высокими
физи­ко-химическими и механическими характеристиками по сравнению с углеродистыми сталями используют очень широко.

Особенно часто применяются стали 15хФ, I2XH3A, I2XH4BA, 30ХГСА с содержанием углерода от 0,1 до 0,3 %. Для конструкций, работающих при температурах выше 700°С, используют специальные жаропрочные сплавы на основе никеля и кобальта.

Композиционные материалы – это объемно-армированные всевозможными наполнителями металлы, сплавы и полимеры. Прочностные, жесткостные идругие эксплуатационные характеристики КМ превосходят традиционные конструкционные материалы, используемые в самолетостроении.

КМ армируются волокнами или тон­кой высокопрочной проволокой из стали, вольфрама, молибдена, тита­на, а также стекловолокном, волокнамиуглерода, бора, или волокнистыми монокристаллами оксида алюминия, карбида кремния и других соединений. Материал (связующее), в котором распределяются армирующие волокна, называют мат­рицей,

В самолетостроении широкое распространение получили стекло­пластики, армирующими волокнами для которых служат стеклянные нити, а матрицей - эпоксидные или другие с молы. Стеклопластики с пределом прочности 400-800 МПа обладают удельной прочностью, в два раза превышающей удельную прочность легированной стали. Од­нако стеклопластики имеют низкий модуль упругости (Е = 2,2·10⁵ МПа), что почти в 10 раз ниже, чем у стали. Стеклопластики используют для несиловых частей конструкции планера (обтекатели, створки шасси, зализов др.).

Для силовых частей планера применяются КМ, армированные во­локнами углерода, бора, бериллия. Уже есть разработки конструкции планера, полностью изготовленного из КМ.

В качестве конструкционных материалов используют углепластики и борпластики. Первые попытки использования КМ в силовых конструкциях планера относятся к 70-м годам. Например, фирма "Мак Доннелл-Дуглас для самолета А-4 изготовила закрылки, обшивка которых выполнена из борэпоксидной ленты, с содержанием волокон бора 35 % по объему. Масса такого закрылка уменьшена на 22 % по сравнению с обычной цельнометалли­ческой конструкцией.

Еще более эффективно применение КМиз титана или алюминия, ар­мированных волокнами бора. В этом случае можно снизить массу силовых элементов конструкции в два раза, а массу самолета до 23 %. Такое снижение массы конструкции планера достигается за счет вы­сокой удельной прочности и жесткости КМ при удельном весе, в три-четыре раза меньшем, чем у стали. Широкое применение КМ в само­летостроении потребует создание новых методов обработки, техноло­гий, сборки и оснастки, которые позволяют в полной мере использо­вать достоинства КМпри реализации их в силовых конструкциях пла­нера.