. Выполнил. КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТОВ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ И ИХ КЛАССИФИКАЦИЯ

принципом полета.

технических устройств систем управления и обеспечения , управляемых людьми, предназначенную

для выполнения задач, определяемых назначением самолетов, находящихся в основе АК

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 - закрылки 10, интерцепторы 12 и элероны-интерцепторы.
В силовом отношении крыло представляет собой балку сложной конструкции, опорами которой являются силовые шпангоуты фюзеляжа.
Элероны 11 являются органами 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.
Фюзеляж 13 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.

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 оперение 9 включает в себя неподвижную или ограниченно подвижную часть (стабилизатор 2) 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 опоры 16 и одну носовую опору 17. Каждая опора включает в себя силовую стойку 18 и опорные элементы - колеса 15. 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), обтекателях 14.
Шасси обеспечивает поглощение кинетической энергии удара при посадке и энергии торможения на пробеге, рулении и при маневрировании самолета по аэродрому.

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.

полезной нагрузки:

mпн = mпн /m0

где mпн - масса полезной нагрузки;

m0 - взлетная масса самолета;

относительная масса максимальной платной нагрузки:

mкнmах = mкнmах / m0

где mкнmах масса максимальной коммерческой нагрузки;

максимальная часовая производительность:

Пч = mкнmах∙vрейс

где vрейс - рейсовая скорость самолета;

- расход топлива на единицу производительности qТ

;
- крейсерскую экономическую скорость Vкp.эк ;
- высоту крейсерского полета

Нкp;
- 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 - Vз.п;
посадочная скорость - Vп;
скорость отрыва при взлете - Vomp;
длина разбега при взлете - lраз;
длина пробега при посадке - lnp;
максимальное значение коэффициента подъемной силы в посадочной конфигурации крыла - Су max п;
максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации крыла Су max взл

Классификация самолетов

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.

дальности полета и грузоподъемности могут подразделяться аналогично пассажирским. Перевозка грузов

может осуществляться как внутри грузовой кабины так и на внешней подвеске фюзеляжа
Учебно-тренировочные самолеты обеспечивают подготовку и тренировку летного состава в учебных заведениях и центрах подготовки гражданской авиации 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.

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.
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.

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.
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.

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.

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.

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).

их конструкцию, прежде всего, за счет применения современных материалов и

улучшения их свойств. Большое значение при выборе материала имеют технологические процессы производства силовых деталей..

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 σв, при сжатии – σсж, или касательные разрушающие напряжения τв.
Удельная жесткость Е/γ характеризует отношение модуля упругости к удельному весу материала образца.

высокой пластичностью, хорошей свариваемостью и коррозионной стойкостью выделяют сплавы алюминия

с марганцем группы АМц и магнием АМг. Наиболее прочными являются АМг-5 и AMг-6 (σв = 300…420 МПа). Из сплавов АМц и 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-Мg характерны сплавы Д-16, Д-19, для Al-Zn-Mg-Cu- сплавы В-93, В-95, В-96, для группы Аl-Cu-Мg-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. 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 σв/γ = (15-16)·105см, в то время как у стали 30ХГСА σв/γ = 15·105см.

Сплавы В-93, В-95, В-96 отличает высокая прочность (σв = 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,

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.

удельным модулем упругости.
Наиболее перспективны сплавы группы Al-Be-Мg. В таких

сплавах Мg практически не взаимодействуя с Вe растворяется 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 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.

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.

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.

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.

КМ - объемно-армированные всевозможными наполнителями металлы, сплавы и полимеры

КМ армируются волокнами или тонкой высокопрочной проволокой из стали, вольфрама, молибдена, титана, а также стекловолокном, волокнами углерода, бора, или волокнистыми монокристаллами оксида алюминия, карбида кремния и других соединений.
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.
Еще более эффективно применение КМ из 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 КМ при реализации их в силовых конструкциях планера.