Узел крепления траверсы стойки шасси самолета к каркасу крыла

Авторы патента:

Баринов Виктор Михайлович (RU)

Собакин Юрий Викторович (RU)

B64C25/04 — конструкции и расположение их на самолетах

Владельцы патента RU 2412865:

Открытое акционерное общество «Туполев» (ОАО «Туполев») (RU)

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к узлу крепления траверсы стойки шасси самолета к каркасу крыла. Узел крепления содержит шаровой опорный элемент, опорное кольцо, промежуточное кольцо с отбортовкой и внешней сферической поверхностью, установленные на цапфе траверсы шасси и монтажные элементы для сборки узла крепления. Также узел крепления снабжен стопорным элементом, выполненным в виде стержня. В стопорном элементе выполнен глухой осевой канал для нагнетания в него под давлением смазки. В нижней части канала образованы радиальные отверстия для соединения с системой каналов и отверстий в шаровом опорном элементе, промежуточном и опорном кольцах. При этом отбортовка промежуточного кольца перекрывает полость между каркасом крыла и траверсой стойки шасси. Технический результат заключается в повышении надежности узла крепления. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к взлетно-посадочным устройствам летательных аппаратов.

Известен узел крепления траверсы стойки шасси самолета к каркасу крыла, содержащий шаровой опорный элемент, опорное кольцо, промежуточное кольцо с отбортовкой и внешней сферической поверхностью, установленные на цапфе траверсы шасси, и монтажные элементы для сборки узла крепления (см. патент РФ №1545456, МПК B64C 25/04, 1987 г.).

Недостатком известного узла крепления траверсы стойки шасси самолета является то, что подача смазки осуществляется не на шаровой опорный элемент непосредственно, а через полость между цапфой траверсы и каркасом крыла, откуда смазка практически не попадает в узел трения. При достаточно длительном сроке эксплуатации и сухом трении без необходимой смазки происходит заклинивание поверхностей шарового опорного элемента и опорного кольца. При этом не исключена возможность проворачивания опорного кольца относительно промежуточного кольца и, в свою очередь, промежуточного кольца относительно каркаса крыла. Все это понижает надежность узла крепления траверсы стойки шасси самолета и взлетно-посадочного устройства в целом.

Техническим результатом изобретения является повышение надежности узла крепления траверсы шасси самолета.

Указанный технический результат достигается тем, что известный узел крепления траверсы стойки шасси самолета к каркасу крыла, содержащий шаровой опорный элемент, опорное кольцо, промежуточное кольцо с отбортовкой и внешней сферической поверхностью, установленные на цапфе траверсы шасси, и монтажные элементы для сборки узла крепления, снабжен стопорным элементом, выполненным в виде стержня, установленным в соосных отверстиях, выполненных в каркасе крыла самолета, промежуточном кольце и опорном кольце, при этом в стопорном элементе выполнен глухой осевой канал для нагнетания в него смазки под давлением, в нижней части которого образованы радиальные отверстия для соединения с системой каналов и отверстий в шаровом опорном элементе, промежуточном и опорном кольцах, при этом отбортовка промежуточного кольца перекрывает полость между каркасом крыла и траверсой стойки шасси.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 показан вид на траверсу стойки шасси самолета;

на фиг.2 — узел I на фиг.1;

на фиг.3 — узел II на фиг.2;

на фиг.4 — сечение А-А на фиг.3.

Узел крепления траверсы 1 стойки 2 шасси самолета к каркасу 3 крыла самолета содержит:

шаровой опорный элемент 4 с выполненными на его внешней поверхности кольцевой канавкой 5 и отходящими от нее, например, восемью поперечными канавками 6, расположенными равномерно по его диаметру;

опорное кольцо 7 с двумя поперечными канавками 8 и двумя радиальными отверстиями 9, совмещенными с кольцевой канавкой 5 шарового опорного элемента 4;

промежуточное кольцо 10 с поперечной канавкой 11 и двумя радиальными отверстиями 12, совмещенными с двумя поперечными канавками 8 в опорном кольце 7;

стопорный элемент 13, выполненный в виде стержня, запрессованного в соосные отверстия в каркасе 3 крыла самолета, промежуточном кольце 10 и опорном кольце 7;

в стопорном элементе 13 выполнен глухой осевой канал 14 для нагнетания в него смазки под давлением. В нижней части стопорного элемента 13 в зоне окончания осевого канала 14 выполнены сквозные радиальные отверстия 15 и кольцевая канавка 16 по внешнему диаметру стопорного элемента 13, совмещенные с поперечной канавкой 11 промежуточного кольца 10.

Монтажные элементы для сборки узла крепления траверсы и принятия осевых сил выполнены в виде кольца 18 с внутренней сферической поверхностью, разъемной втулки 19, имеющей внешнюю сферическую поверхность, и съемной крышки 20, соединенной с каркасом крыла.

Промежуточное кольцо 10 выполнено с отбортовкой 17, перекрывающей возможность попадания смазки в полость 21 между каркасом 3 крыла и траверсой 1 стойки шасси 2.

Узел крепления траверсы стойки шасси самолета работает следующим образом.

В стопорный элемент 13 под давлением нагнетается смазка, по вертикальному осевому каналу 14 через радиальные отверстия 15 и кольцевую канавку 16 стопорного элемента 13 смазка поступает в поперечную канавку 11 промежуточного кольца 10 и далее по радиальным отверстиям 12 поступает в две поперечные канавки 8 с двумя радиальными отверстиями 9 опорного кольца 7, через которые смазка подается в узел трения через кольцевую канавку 5 и поперечные канавки 6, выполненные на шаровом опорном элементе 4. Одновременно стопорный элемент 13 препятствует провороту опорного кольца 7 относительно промежуточного кольца 10.

Узел крепления траверсы стойки шасси самолета к каркасу крыла, содержащий шаровой опорный элемент, опорное кольцо, промежуточное кольцо с отбортовкой и внешней сферической поверхностью, установленные на цапфе траверсы шасси и монтажные элементы для сборки узла крепления, отличающийся тем, что он снабжен стопорным элементом, выполненным в виде стержня, установленным в соосных отверстиях в каркасе крыла самолета, промежуточном кольце и опорном кольце, в стопорном элементе выполнен глухой осевой канал для нагнетания в него под давлением смазки, в нижней части которого образованы радиальные отверстия для соединения с системой каналов и отверстий в шаровом опорном элементе, промежуточном и опорном кольцах, при этом отбортовка промежуточного кольца перекрывает полость между каркасом крыла и траверсой стойки шасси.

Похожие патенты:

Самолет // 2256587

Изобретение относится к самолетам, выполненным по аэродинамической схеме “утка”. .

Многоопорное шасси летательного аппарата // 2245822

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к конструкции шасси. .

Шарнирный узел шасси самолета // 2024417

Изобретение относится к авиационной и аэрокосмической технике, в частности к тяжелонагруженным шарнирным узлам шасси. .

Узел крепления опоры шасси к каркасу летательного аппарата // 1827991

Узел крепления траверсы стойки шасси самолета // 1545456

Узел крепления шасси летательного аппарата // 1436387

Крепежный узел шасси самолета // 1413859

Узел крепления траверсы стойки шасси самолета к каркасу крыла // 1322623

Шлиц-шарнир // 365494

Самолет с двигателями на хвостовой части фюзеляжа // 204140

Способ изготовления тяги из композитного материала // 2484319

Изобретение относится к способу изготовления тяги из композитного материала из волокнистой заготовки

Летательный аппарат // 2544036

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, прикрепленное сверху к фюзеляжу крыло треугольной формы, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение и шасси. Головные части крыла и фюзеляжа соединены полой стойкой, снабженной рулем направления, расположенным между крылом и фюзеляжем. Головная часть крыла выполнена нависающей над кабиной управления. Под фюзеляжем расположено крыло-консоль для удерживания задних шасси. В крыле по обе стороны от центральной линии выполнены полости с размещенными в них маховиками, вращающимися в разные стороны. Изобретение направлено на повышение подъемной силы, маневренности и устойчивости. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Велосипедное шасси летательного аппарата // 2589808

Изобретение относится к авиации и касается велосипедного шасси летательного аппарата (ЛА). Велосипедное шасси ЛА содержит переднюю и заднюю опоры, включающие стойки, пневматики, узлы крепления стоек шасси и другие составные части опор. При этом стойки хотя бы одной из опор удалены в стороны от плоскости симметрии ЛА на расстояние, не ограниченное шириной фюзеляжа и достаточное для обеспечения устойчивости к опрокидыванию, зависящей от угла бокового капотирования. Достигается обеспечение боковой устойчивости и предотвращение касания крылом земли при посадке или движении по земле с креном без подкрыльных вспомогательных опор велосипедного шасси. 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Узел установки траверсы стойки шасси летательного аппарата // 2624949

Изобретение относится к авиационной технике и касается установки взлетно-посадочного устройства на планере летательного аппарата. Узел установки траверсы стойки шасси летательного аппарата содержит траверсу с цапфами, установленными в сферические подшипники, закрепленные в седлах, зафиксированных на каркасе планера летательного аппарата, а также содержит узел для фиксации траверсы в осевом направлении. Узел снабжен внутренним буртиком и прикреплен к каркасу планера у одного из седел. При этом траверса выполнена с кольцевой канавкой, и внутренний буртик узла для фиксации траверсы в осевом направлении размещен в этой канавке. Между поверхностями буртика и траверсы обеспечен радиальный зазор. Достигается повышение надежности конструкции, обеспечение фиксации траверсы в осевом направлении с нагрузкой только на одну область каркаса планера и беспрепятственный поворот траверсы при уборке — выпуске шасси. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Узловые соединения. Узлы лонжерона. Нагружение стыковых узлов лонжеронного крыла

Физика \
Прочность конструкций летательных аппаратов

Страницы работы

5
страниц
(Word-файл)

Посмотреть все страницы

Скачать файл

Содержание работы

Лекция № 15.

Узловые
соединения.

(Уч.
[3]  Зайцев В.Н., Рудаков В.Л. и др. «Конструкция и прочность самолётов»).

Отдельные
части самолёта соединяются между собой посредством узловых соединений.
Последние могут быть неразъёмными или разъёмными.

Неразъёмные
соединения получают клёпкой, сваркой, пайкой или склеиванием сочленяемых
деталей. К числу таких соединений относятся, например, соединения обшивки со
стрингерами и нервюрами, нервюр со стенками лонжеронов и т. д.  Для неразъёмных
соединений характерно то, что их разборка сопряжена с разрушением крепёжных
деталей или даже самих сочленяемых элементов.

Разъёмные
соединения в зависимости от степени их подвижности под нагрузкой
подразделяются на неподвижные, малоподвижные и подвижные.

Неподвижные
соединения обеспечивают неизменяемое взаимное положение сочленяемых деталей,
но, вместе с тем, допускают и их разборку. К таким соединениям относятся стыки
отъёмной части крыла с центропланом, киля с фюзеляжем, отдельных частей
фюзеляжа между собой и т. п.

Малоподвижные
соединения характеризуются тем, что относительные перемещения сочленяемых
деталей происходят сравнительно редко, процесс взаимного перемещения
кратковременен и происходит под действием относительно небольших нагрузок. К
таким соединениям можно отнести узлы крепления подкосов убирающихся стоек
шасси, узлы крепления навески крышек люков и др.

Подвижные
соединения характеризуются частой повторяемостью взаимных перемещений
сочленяемых деталей и значительными нагрузками, действующими на элементы, как в
неподвижном положении, так и в процессе взаимного перемещения их. К таким
соединениям относятся, например, узел крепления рычага подвески колеса к стойке
в рычажной схеме шасси, узел крепления крыла изменяемой стреловидности,
крепление управляемого стабилизатора, шарнирные соединения проводки управления
рулями, шарнирные навески рулей и т. п.

Правильная
оценка степени подвижности соединения играет большую роль в расчётах прочности
узлов, поскольку от этого зависит выбор допускаемых напряжений смятия.

Надёжность конструкции
планера в значительной степени определяется надёжностью узловых соединений,
которые в силу специфики конструкции всегда имеют участки с повышенной
концентрацией напряжений и поэтому относятся к числу «слабых» элементов в
отношении усталостной прочности. Надёжность узлового соединения, как и всех
других деталей, закладывается в начальной стадии проектирования, когда
выявляются нагрузки на соединение и рассчитывается его прочность. Следует
отметить, что анализ нагружения и работы узловых соединений весьма сложен.
Последнее объясняется тем, что распределение усилий между элементами узлового
соединения зависит не только от его конфигурации и характера нагрузок, но и от
технологии изготовления и сборки соединения, а также от условий эксплуатации.
Наличие рисок, забоин, коррозия, ослабление соединения с течением времени
меняет распределение напряжений в соединении. Учесть эти факторы трудно. В
практике поэтому разъёмные узлы рассчитывают на нагрузку, которая на 25 %
превышает расчётную нагрузку соединяемых деталей. Это равносильно увеличению
коэффициента безопасности для узловых соединений в 1,25 раза.

Расчёт
неразъёмных соединений был дан в гл.3. (Нагружение и расчёт крыла на
прочность). Ниже рассматриваются разъёмные соединения. К наиболее типичным узлам
самолёта относятся узлы сочленения отъёмной части крыла с центропланом. Поэтому
ниже, в основном, рассматривается конструкция, нагружение и расчёт лишь
стыковых узлов крыла.

Стыковые узлы
лонжеронных крыльев разделяются на моментные, т. е. узлы, которые обеспечивают
передачу поперечной силы и момента,  и шарнирные, которые передают лишь
поперечную силу и не передают момента. В моноблочных крыльях стык
осуществляется многоболтовым соединением по контуру сечения несущего кессона.

§ 1. Узлы лонжерона

1.1.  Нагружение
стыковых узлов лонжеронного крыла от сил Q_x, Q_y  и моментов  М_х,
М_у показано на рис 9.1. проушины переднего лонжерона
при этом нагружаются усилиями

;

;                 , где М₁
– изгибающий момент переднего лонжерона, определяемый из расчёта корневого
сечения крыла;

R₁ – реакция по переднему лонжерону,
определяемая из условия равновесия крыла;

S – сила, приходящаяся на одно ушко.
Нагрузки заднего лонжерона определяются подобным образом.

Рис. 9.2.

1.2. 
Конструкция моментных узлов.

Узлы могут
быть сборноклёпанной или монолитной конструкции.

Основными
элементами узла сборно-клёпанной конструкции (рис. 9.2, а) является
башмак 1 (ухо) с проушиной, стойка 2 и стыковочные болты. Башмак
соединяется с поясом лонжерона и стойкой, которые, в свою очередь, соединены со
стенкой. Осевая сила пояса срезом болтов передаётся на башмак, откуда смятием
проушины и срезом стыкового болта – на ответные проушины узла центроплана.
Основное назначение стойки заключается в передаче поперечной силы стенки на
верхний и нижний башмаки узла. Кроме того, стойка работает на изгиб,
воспринимая совместно с поясами лонжеронов момент, который возникает из-за
эксцентриситета силы стыкового болта относительно точки, лежащей на линии
пересечения оси стойки и оси центров тяжести сечений пояса.

В
монолитной конструкции (рис. 9.2, б, в) башмак и стойку выполняют заодно
с поясом и стенкой. Проушины могут располагаться  в вертикальной плоскости, т.
е. в плоскости узла (рис. 9.2, а, б), или в горизонтальной (рис. 9.2, в).
В последнем случае узел получается более компактным по высоте. Основное достоинство
такого узла в том, что в нём уменьшается или полностью устраняется
эксцентриситет силы в поясе по отношению к силе на стыковом болту. Чтобы при
этом исключить изгиб ушка от вертикальных сил в узле и уменьшить, таким
образом, местный изгиб пояса лонжерона и стойки, узлы иногда дополняют средним
ухом (рис. 9.3), которое обеспечивает передачу поперечной силы. Конфигурация
узла с раздельными элементами для передачи поперечной силы и осевых сил поясов
получается сравнительно простой. Концентрация напряжений в таком узле невелика,
надёжность его выше, чем узлов, у которых ушки нагружаются одновременно
продольными и поперечными силами. С целью повышения надёжности узла и улучшения
условий работы стыковых болтов на срез стремятся узлы делать многоушковыми.
Такая конструкция относится к числу безопасно разрушаемых. В этом случае
разрушение одного ушка ещё не означает разрушения всего соединения.

Похожие материалы

Информация о работе

Скачать файл

Как двигатели крепятся к самолетам

Все мы привыкли видеть два или четыре двигателя, установленных в отсеках под крылом самолета. Это стало стандартным креплением двигателя для всех больших коммерческих самолетов. Однако их привязанность интересна и сложна. Это не так просто, как просто прикрутить двигатели к крылу настолько надежно, насколько это возможно. Необходимо учитывать важные меры безопасности.

Размещение двигателей в контейнерах

Двигатели большинства коммерческих самолетов размещаются в контейнерах под крылом, что дает ряд преимуществ. Во-первых, это обеспечивает облегчение изгиба крыльев. Вес крыльев (включая топливо и двигатели) противодействует подъемной силе, изгибающей законцовки крыльев вверх. Это также обеспечивает более легкий доступ и обслуживание, но подвергает их большему риску повреждения посторонними предметами.

Двигатели обычно устанавливаются немного впереди крыла, чтобы помочь предотвратить трепетание крыла (это также позволяет сделать общую конструкцию крыла легче).

Фото: Airbus

На некоторых небольших самолетах двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа (например, в семействе Embraer ERJ и региональном реактивном самолете COMAC ARJ21).

Будьте в курсе: Подпишитесь на наши ежедневные и еженедельные дайджесты авиационных новостей.

Двигатели крепятся к пилону

Двигатель в гондоле крепится не непосредственно к крылу, а к пилону. Конструкции, конечно, различаются между типами самолетов, но принцип остается одинаковым. Пилон закреплен в конструкции крыла прочным и очень надежным креплением.

Пилон создает некоторое расстояние между двигателем и крылом. Это жизненно важно в случае возгорания двигателя для защиты крыла (и топлива, хранящегося в нем) до тех пор, пока возгорание двигателя не будет потушено.

Фото: Getty Images

Соединение отсека двигателя с пилоном

Блоки двигателей затем соединяются с пилонами с помощью болтов. Блоки обычно соединяются всего в двух точках — в верхней части рамы вентилятора и в верхней части рамы турбины. Эти соединения рассчитаны на то, чтобы воспринимать массивные силы двигателя, как силу прямой тяги, так и направленную вниз силу веса двигателя.

Важнейшей частью этой конструкции является безопасное выдерживание максимальных усилий, но не воспринимать слишком большую силу. Привязанность, по сути, не так сильна, как могла бы быть. Болты, которые крепятся к конструкции пилона, невероятно прочны (по крайней мере, на 737 они сделаны из суперсплава, никелевого сплава 718), но это тщательно сбалансированная и рассчитанная конструкция.

Фото: Федеральное авиационное управление через Викимедиа

Эти болты будут поддерживать силы, значительно превышающие максимально ожидаемые силы, даже в случае очень жесткой посадки или сильной турбулентности. Но они будут срезаны в случае экстремальных сил.

Если двигатели соприкоснутся с землей при посадке (например, при посадке без шасси или выезде за пределы ВПП), возникающие силы могут сломать болты и привести к отрыву двигателей от пилонов. Это предпочтительнее, чем если бы они оставались прикрепленными (значительный риск возгорания) или чтобы силы передавались крылу и вызывали его отрыв.

Почему бы не встроить двигатель в крыло?

Это также поднимает вопрос, почему двигатели не встроены в крыло. Так было с некоторыми ранними самолетами (включая первый реактивный самолет de Havilland Comet). Такая конструкция может показаться более прочной и обтекаемой, но у нее есть несколько проблем, и в коммерческих самолетах ее не используют.

Фото: Ян Данстер из Викимедиа

Во-первых, это главный вопрос безопасности. Возгорание двигателя внутри крыла потенциально может быть более разрушительным, чем в отдаленном двигателе в гондоле. Надеюсь, что в гондоле огонь можно будет потушить до того, как он повредит крыло. Размещение двигателей в крыле также использует пространство, необходимое для топлива. Кроме того, поскольку турбовентиляторные двигатели усовершенствовались и увеличились в размерах, было бы просто нецелесообразно размещать их в конструкции крыла.

Фото: Airbus

25 мая 1979 года рейс 191 American Airlines разбился сразу после взлета в Чикаго из-за того, что у него оторвался один из двигателей. Рейс в Лос-Анджелес выполнялся самолетом McDonnell Douglas DC-10, и при вылете из аэропорта его двигатель номер один оторвался от крыла.

Двигатель отделился вместе с его пилоном в сборе, что также привело к отрыву метровой секции передней кромки крыла. Эти компоненты откатились назад через верхнюю часть крыла, прежде чем приземлиться позади самолета на взлетно-посадочной полосе.

NTSB в конце концов обнаружил, что пилон двигателя в сборе был поврежден во время технического обслуживания примерно за два месяца до этого. Выяснилось, что в целях экономии времени инженеры авианосца сняли двигатель и пилон с крыла как единое целое. Это противоречило указанию McDonnell Douglas делать каждый компонент отдельно. К сожалению, никто из 258 пассажиров и 13 членов экипажа не выжил.

Фото: Дин Морли через flickr

Другой инцидент, связанный с пилоном, стал причиной самой смертоносной аварии в истории авиации Нидерландов. 4 октября 1992, рейс 1862 авиакомпании El Al выполнял двусторонний грузовой рейс в аэропорт Тель-Авива Бен-Гурион (TLV). Рейс вылетел из аэропорта Нью-Йорка имени Джона Кеннеди с промежуточной посадкой в ​​Амстердаме Схипхол (AMS).

Вскоре после вылета, когда Boeing 747-200F поднялся на высоту 6500 футов, его двигатель номер три (и соответствующий пилон) отделился от крыла самолета. Когда он упал вниз и назад, он также столкнулся с двигателем номер четыре, в результате чего он и его пилон также оторвались от реактивного самолета.

Самолет врезался в многоквартирный дом в амстердамском районе Бийлмермеер, трагически погибли все четверо пассажиров самолета, а также 39 человек на земле. Расследование показало, что на штифтах предохранителя, удерживающих пилоны двигателя, образовались усталостные трещины, что в конечном итоге привело к катастрофе.

Хотите поделиться своими мыслями или более подробной информацией о двигателях, корпусе и навесном оборудовании? Мы не часто обсуждаем эту тему, поэтому дайте нам знать, что вы думаете в комментариях.

Крылья — Конструкции самолетов

Конфигурации крыльев

Крылья представляют собой аэродинамические поверхности, которые при быстром движении в воздухе создают подъемную силу. Они построены во многих формах и размерах. Конструкция крыла может варьироваться для обеспечения определенных желаемых летных характеристик. Управление на различных рабочих скоростях, величина создаваемой подъемной силы, баланс и устойчивость меняются по мере изменения формы крыла. И передняя, ​​и задняя кромки крыла могут быть прямыми или изогнутыми, или одна кромка может быть прямой, а другая изогнутой. Один или оба края могут быть сужены, так что крыло будет уже на конце, чем в основании, где оно соединяется с фюзеляжем. Кончик крыла может быть квадратным, закругленным или даже заостренным. На рис. 1 показаны типичные формы передней и задней кромок крыла.

вверху, в середине фюзеляжа или внизу. Они могут располагаться перпендикулярно горизонтальной плоскости фюзеляжа или слегка наклоняться вверх или вниз.

Этот угол называется двугранным крылом. Двугранный угол влияет на поперечную устойчивость самолета. На рис. 2 показаны некоторые распространенные точки крепления крыла и двугранный угол.

Конструкция крыла 0005

Крылья самолета предназначены для того, чтобы поднимать его в воздух. Их конкретная конструкция для любого конкретного самолета зависит от ряда факторов, таких как размер, вес, использование самолета, желаемая скорость в полете и при посадке, а также желаемая скорость набора высоты. Крылья самолета обозначены левым и правым, что соответствует левой и правой сторонам оператора, сидящего в кабине. [Рисунок 3]

Рис. 3. Левая и правая стороны самолета ориентированы на перспективу пилота, сидящего в кабине

90 002 Часто крылья имеют полностью свободнонесущую конструкцию. Это означает, что они сконструированы таким образом, что внешние крепления не требуются. Они поддерживаются внутри конструктивными элементами, которым помогает обшивка самолета. Крылья других самолетов используют внешние распорки или тросы, чтобы поддерживать крыло и нести аэродинамические и посадочные нагрузки. Опорные тросы и стойки крыла обычно изготавливаются из стали. Многие стойки и их крепежные детали имеют обтекатели для уменьшения лобового сопротивления. Короткие, почти вертикальные опоры, называемые стойками жюри, находятся на стойках, которые крепятся к крыльям на большом расстоянии от фюзеляжа. Это служит для сдерживания движения стойки и колебаний, вызванных воздушным потоком, обтекающим стойку в полете. На рис. 4 показаны образцы крыльев с использованием внешних связей, также известных как полуконсольные крылья. Также показаны консольные крылья, построенные без внешних связей.

Наиболее распространенным материалом для изготовления крыльев является алюминий, но они могут быть деревянными, покрытыми тканью, а иногда используется магниевый сплав. Более того, современные самолеты стремятся к более легким и прочным материалам во всем планере и в конструкции крыла. Существуют крылья, полностью сделанные из углеродного волокна или других композитных материалов, а также крылья, сделанные из комбинации материалов для максимальной прочности по отношению к массе.

Внутренние конструкции большинства крыльев состоят из лонжеронов и стрингеров, идущих по размаху, и нервюр и шпангоутов или переборок, идущих по хорде (от передней кромки к задней кромке). Лонжероны являются основными конструктивными элементами крыла. Они поддерживают все распределенные нагрузки, а также сосредоточенные веса, такие как фюзеляж, шасси и двигатели. Обшивка, прикрепленная к конструкции крыла, несет на себе часть нагрузок, возникающих во время полета. Он также передает напряжения на нервюры крыла. Ребра, в свою очередь, передают нагрузки на лонжероны крыла. [Рисунок 5] 9Рис. 5. Номенклатура конструкции крыла

1. Монолонжерон
2. Мультилонжерон
3. Коробчатая балка

Различные производители могут использовать модификации этих базовых конструкций.

Однолонжеронное крыло имеет в своей конструкции только один основной размах или лонжерон. Ребра или переборки придают аэродинамическому профилю необходимый контур или форму. Хотя строгое монолонжеронное крыло встречается нечасто, иногда используется этот тип конструкции, модифицированный добавлением ложных лонжеронов или легких сдвигающих стенок вдоль задней кромки для поддержки поверхностей управления.

Многолонжеронное крыло имеет в своей конструкции более одного основного лонжерона. Для придания контура крылу часто включают нервюры или переборки.

В конструкции крыла коробчатой ​​балки используются два основных лонжерона с соединительными переборками для придания дополнительной прочности и придания контура крылу. [Рисунок 6] Между переборками и гладкой внешней обшивкой может быть помещен гофрированный лист, чтобы крыло могло лучше выдерживать растягивающие и сжимающие нагрузки. В некоторых случаях гофрированные листы заменяют тяжелыми продольными ребрами жесткости. Иногда используется комбинация гофрированных листов на верхней поверхности крыла и ребер жесткости на нижней поверхности. В самолетах категории воздушного транспорта часто используется конструкция крыла коробчатой ​​балки.

0076 Лонжероны крыла Лонжероны являются основными конструктивными элементами крыла. Они соответствуют лонжеронам фюзеляжа. Они проходят параллельно поперечной оси самолета от фюзеляжа к законцовке крыла и обычно крепятся к фюзеляжу с помощью крыльев, простых балок или фермы. Лонжероны могут быть изготовлены из металла, дерева или композитных материалов в зависимости от конструктивных критериев конкретного самолета. Деревянные лонжероны обычно делают из ели. Обычно их можно разделить на четыре различных типа по конфигурации поперечного сечения. Как показано на рисунке 7, они могут быть (А) сплошными, (В) коробчатыми, (С) частично полыми или (D) в форме двутавровой балки. Ламинирование лонжеронов из цельного дерева часто используется для повышения прочности. Ламинированное дерево также можно найти в лонжеронах коробчатой ​​​​формы. Из лонжерона на рис. 7E был удален материал для уменьшения веса, но сохраняется прочность прямоугольного лонжерона. Как видно, большинство лонжеронов крыла имеют в основном прямоугольную форму с длинной частью поперечного сечения, ориентированной вверх и вниз в крыле. Рис. 7. Типовые сечения деревянных лонжеронов крыла сплошной экструдированный алюминий или алюминиевые профили, склепанные вместе, образуя лонжерон. Более широкое использование композитов и комбинирование материалов должно заставить летчиков проявлять бдительность в отношении лонжеронов крыльев, изготовленных из различных материалов. На рис. 8 показаны примеры поперечных сечений металлических лонжеронов крыла. Рисунок 8. Примеры форм металлических лонжеронов крыла В лонжероне двутавровой балки верх и низ двутавровой балки называется шапкой, а вертикальный участок называется паутиной. Весь лонжерон может быть выдавлен из одного куска металла, но часто он состоит из нескольких выдавливаний или формованных углов. Стенка образует основную часть лонжерона по глубине, и к ней крепятся заглушки (вырезы, фигурные углы или фрезерованные участки). Вместе эти элементы несут нагрузки, вызванные изгибом крыльев, а колпачки служат основой для крепления обшивки. Хотя формы лонжеронов на Рисунке 8 типичны, фактические конфигурации лонжеронов крыла принимают разные формы. Например, стенка лонжерона может быть пластиной или фермой, как показано на рисунке 9.. Его можно построить из легких материалов с использованием вертикальных ребер жесткости для прочности. [Рис. 10] ребра жесткости Он также может не иметь ребер жесткости, но может иметь фланцевые отверстия для снижения веса, но сохранения прочности. Некоторые металлические и композитные лонжероны крыла сохраняют концепцию двутавровой балки, но используют стенку с синусоидальной волной. [Рисунок 11] Рис. 11. Лонжерон синусоидального крыла может быть изготовлен из алюминия или композитных материалов 900 86 Кроме того, существует отказоустойчивая конструкция лонжеронов. Отказоустойчивость означает, что в случае отказа одного элемента сложной конструкции какая-то другая часть конструкции принимает на себя нагрузку вышедшего из строя элемента и позволяет продолжить работу. Лонжерон отказоустойчивой конструкции показан на рис. 12. Этот лонжерон состоит из двух секций. Верхняя секция состоит из крышки, приклепанной к верхней перемычке. Нижняя секция представляет собой единый профиль, состоящий из нижней крышки и перемычки. Эти две секции соединены вместе, образуя лонжерон. Если какая-либо часть лонжерона этого типа сломается, другая часть все еще может нести нагрузку. Это отказоустойчивая функция. крыло имеет два лонжерона. Один лонжерон обычно располагается ближе к передней части крыла, а другой — примерно на две трети расстояния до задней кромки крыла. Независимо от типа, лонжерон является важнейшей частью крыла. Когда другие конструктивные элементы крыла подвергаются нагрузке, большая часть результирующей нагрузки передается на лонжерон крыла. Ложные лонжероны обычно используются в конструкции крыла. Они представляют собой продольные элементы, такие как лонжероны, но не проходят по всей длине крыла. Часто они используются в качестве точек крепления шарниров для поверхностей управления, таких как лонжерон элерона. Нервюры крыла Нервюры представляют собой структурные поперечины, которые в сочетании с лонжеронами и стрингерами образуют каркас крыла. Обычно они простираются от передней кромки крыла до заднего лонжерона или до задней кромки крыла. Нервюры придают крылу изогнутую форму и передают нагрузку с обшивки и стрингеров на лонжероны. Подобные нервюры также используются в элеронах, рулях высоты, рулях направления и стабилизаторах. Нервюры крыла обычно изготавливаются из дерева или металла. Самолеты с деревянными лонжеронами крыла могут иметь деревянные или металлические нервюры, в то время как большинство самолетов с металлическими лонжеронами имеют металлические нервюры. Деревянные ребра обычно изготавливаются из ели. Тремя наиболее распространенными типами деревянных ребер являются фанерная сетка, облегченная фанерная сетка и типы ферм. Из этих трех тип фермы является наиболее эффективным, потому что он прочный и легкий, но он также является наиболее сложным в конструкции. На рис. 13 показаны ребра стенки деревянной фермы и облегченное ребро стенки из фанеры. Деревянные нервюры имеют заглушку или планку заглушки, закрепленную по всему периметру нервюры. Обычно изготавливается из того же материала, что и само ребро. Накладка нервюры придает жесткость и укрепляет нервюру и обеспечивает поверхность крепления обшивки крыла. На фиг.13А показано поперечное сечение нервюры крыла со стенкой ферменного типа. Темные прямоугольные секции — передние и задние лонжероны крыла. Обратите внимание, что для усиления фермы используются косынки. На рисунке 13B показано ребро стенки фермы со сплошной косынкой. Он обеспечивает большую поддержку по всему ребру с очень небольшим дополнительным весом. Непрерывная ластовица придает жесткость накладке в плоскости ребра. Это помогает предотвратить коробление и помогает получить лучшие соединения ребер и кожи, когда используется приклеивание гвоздей. Такое ребро может противостоять движущей силе гвоздей лучше, чем другие типы. С непрерывными косынками также легче обращаться, чем с множеством небольших отдельных косынок, которые в противном случае требовались бы. На рис. 13С показано ребро с облегченной фанерной стенкой. Он также содержит косынки для поддержки интерфейса перемычки/заглушки. Полоска крышки обычно приклеивается к полотну, особенно на передней кромке. Рис. 13. Примеры деревянных нервюр крыла Нервюра крыла также может называться простым ребром или основным ребром. Ребрам крыльев со специальным расположением или функциями даются имена, отражающие их уникальность. Например, нервюры, расположенные полностью впереди переднего лонжерона и используемые для придания формы и усиления передней кромке крыла, называются носовыми нервюрами или ложными нервюрами. Ложные нервюры — это нервюры, которые не охватывают всю хорду крыла, то есть расстояние от передней кромки до задней кромки крыла. Торцевые нервюры крыла можно найти на внутренней кромке крыла, где крыло крепится к фюзеляжу. В зависимости от своего расположения и способа крепления, стыковая нервюра может также называться ребром переборки или ребром сжатия, если она предназначена для приема сжимающих нагрузок, которые стремятся сжать лонжероны крыла вместе. Поскольку ребра слабы в поперечном направлении, они усилены в некоторых крыльях лентами, которые вплетены выше и ниже секций ребер, чтобы предотвратить боковой изгиб ребер. В крыле также можно найти тросы сопротивления и сопротивления. На рис. 14 они показаны крест-накрест между лонжеронами, образующими ферму для сопротивления силам, действующим на крыло в направлении хорды крыла. Эти натяжные провода также называются стяжками. Проволока, предназначенная для сопротивления обратным силам, называется проволокой сопротивления; проволока против сопротивления сопротивляется поступательным силам в направлении хорды. На рис. 14 показаны конструктивные элементы основного деревянного крыла. Рис. 14. Базовая конструкция и компоненты деревянного крыла фитинг крепления крыла, как показано на рис. 14. Они обеспечивают прочную и безопасный способ крепления крыла к фюзеляжу. Граница между крылом и фюзеляжем часто закрывается обтекателем, чтобы обеспечить плавный поток воздуха в этой области. Обтекатель(и) можно снять для доступа к фитингам крепления крыла. [Рис. 15] Рис. 15. Корневые обтекатели крыла сглаживают воздушный поток и скрывают фитинги крепления крыла Законцовка крыла часто представляет собой съемный узел, прикручиваемый болтами к внешнему концу панели крыла. Одной из причин этого является уязвимость законцовок крыла к повреждениям, особенно во время наземного обслуживания и руления. На рис. 16 показана съемная законцовка крыла большого самолета. Другие разные. Законцовка крыла выполнена из алюминиевого сплава. Крышка законцовки крыла крепится к законцовке винтами с потайной головкой и крепится к межлонжеронной конструкции в четырех точках болтами диаметром ¼ дюйма. Чтобы предотвратить образование льда на передней кромке крыльев больших самолетов, горячий воздух от двигателя часто направляется через переднюю кромку от корня крыла к законцовке крыла. Жалюзи на верхней поверхности законцовки крыла позволяют выпускать этот теплый воздух за борт. Габаритные огни крыла расположены в центре законцовки и не видны непосредственно из кабины. В качестве индикации того, что фонарь законцовки крыла работает, некоторые законцовки крыла оснащены стержнем Lucite для передачи света на переднюю кромку. Рисунок 16. Съемная металлическая законцовка крыла Обшивка крыла Часто обшивка крыла предназначена для восприятия части полетных и наземных нагрузок в сочетании с лонжероны и нервюры. Это известно как конструкция с напряженной кожей. Секция цельнометаллического свободнонесущего крыла, показанная на рис. 17, показывает конструкцию одной из таких конструкций. Отсутствие дополнительной внутренней или внешней фиксации требует, чтобы кожа разделяла часть нагрузки. Обратите внимание, что кожа напрягается, чтобы помочь с этой функцией. Рис. 17. Обшивка является составной несущей частью нагруженной конструкции обшивки Топливо часто перевозится внутри крыльев самолета с натянутой обшивкой. Стыки в крыле могут быть герметизированы специальным топливостойким герметиком, позволяющим хранить топливо непосредственно внутри конструкции. Это известно как конструкция мокрого крыла. В качестве альтернативы внутри крыла может быть установлена ​​топливная камера или бак. На рис. 18 показана секция крыла с конструктивной конструкцией коробчатой ​​балки, которую можно найти в самолете транспортной категории. Эта структура увеличивает прочность при одновременном снижении веса. Надлежащая герметизация конструкции позволяет хранить топливо в коробчатых секциях крыла. Рис. 085 Обшивка крыла самолета может быть изготовлена ​​из самых разных материалов, таких как как ткань, дерево или алюминий. Но не всегда используется один тонкий лист материала. Химически фрезерованная алюминиевая обшивка может обеспечить обшивку различной толщины. На самолетах с конструкцией крыла с напряженной обшивкой в ​​качестве обшивки часто используются панели крыла с сотовой структурой. Сотовая структура состоит из основного материала, напоминающего соты пчелиного улья, который ламинирован или зажат между тонкими внешними листами обшивки. Рисунок 19иллюстрирует сотовые панели и их компоненты. Панели, сформированные таким образом, легкие и очень прочные. Они используются в самолете по-разному, например, в панелях пола, переборках и поверхностях управления, а также в панелях обшивки крыльев. На рис. 20 показано расположение панелей крыла сотовой конструкции на реактивном транспортном самолете. Рисунок 19. Сотовая панель является основным продуктом в авиастроении. Сердечники могут быть либо постоянной толщины (А), либо конусообразными (В). Сотовые панели с коническим заполнителем часто используются в качестве поверхностей управления полетом и задних кромок крыла 76 Сотовая панель может быть изготовлена ​​из самых разных материалов. Соты с алюминиевым сердечником с внешней оболочкой из алюминия являются обычным явлением. Но соты, в которых сердцевина представляет собой волокно Arimid®, а внешние листы покрыты Phenolic®, также распространены. На самом деле существует множество других комбинаций материалов, таких как стекловолокно, пластик, номекс®, кевлар® и углеродное волокно. Каждая сотовая структура обладает уникальными характеристиками в зависимости от используемых материалов, размеров и технологий производства. На рис. 21 показана вся передняя кромка крыла, выполненная из сотовой структуры. Рис. 21. Передняя кромка крыла из сотового материала, приклеенного к алюминиевому лонжерону Гондолы Гондолы (иногда называемые «гондолами») представляют собой корпуса обтекаемой формы, используемые в основном для размещения двигателя и его компонентов. Обычно они имеют круглый или эллиптический профиль для ветра, что снижает аэродинамическое сопротивление. На большинстве одномоторных самолетов двигатель и гондола находятся в носовой части фюзеляжа. На многодвигательных самолетах мотогондолы встроены в крылья или прикреплены к фюзеляжу в области хвостового оперения. Иногда многодвигательный самолет проектируется с гондолой на одной линии с фюзеляжем позади пассажирского салона. Независимо от своего местоположения гондола содержит двигатель и аксессуары, опоры двигателя, конструктивные элементы, противопожарную перегородку, а также обшивку и кожух снаружи, чтобы нести гондолу по ветру. Некоторые самолеты имеют гондолы, предназначенные для размещения шасси в убранном состоянии. Убирание шасси для уменьшения сопротивления ветра является стандартной процедурой для высокопроизводительных/высокоскоростных самолетов. Ниша для колес — это место, где шасси крепится и убирается в убранном состоянии. Ниши для колес могут быть расположены в крыльях и/или фюзеляже, если они не являются частью гондолы. На рис. 22 показана гондола двигателя, включающая шасси с колесной нишей, заходящей в корневую часть крыла. Рис. 22. Ниши колес в мотогондоле крыла с опускающимся шасси (вставка) Каркас Гондола обычно состоит из конструктивных элементов, аналогичных элементам фюзеляжа. Продольные элементы, такие как лонжероны и стрингеры, в сочетании с горизонтальными/вертикальными элементами, такими как кольца, шпангоуты и переборки, придают гондоле форму и структурную целостность. Брандмауэр встроен для изоляции моторного отсека от остальной части самолета. По сути, это переборка из нержавеющей стали или титана, которая сдерживает огонь в пределах гондолы, а не позволяет ему распространяться по планеру. [Рис. 23] Рисунок 23. Брандмауэр Nacelle Nacelle также обнаружены крепления двигателя. Это конструктивные узлы, к которым крепится двигатель. Обычно они изготавливаются из труб из хромированной / молибденовой стали в легких самолетах и ​​кованых узлов из хрома / никеля / молибдена в более крупных самолетах. [Рисунок 24] Рисунок 24. Различные крепления двигателя самолета Снаружи гондола обтянута кожей или оснащена капотом, который можно открыть для доступа к двигателю и компонентам внутри. Оба обычно изготавливаются из листового алюминия или магниевого сплава, а нержавеющая сталь или титановые сплавы используются в высокотемпературных зонах, например, вокруг выпускного отверстия. Независимо от используемого материала обшивка обычно крепится к каркасу заклепками. Под капотом понимаются съемные панели, закрывающие те области, доступ к которым должен быть регулярным, например, двигатель и его принадлежности. Он предназначен для обеспечения плавного обтекания мотогондолы воздушным потоком и защиты двигателя от повреждений. Панели капота обычно изготавливаются из алюминиевого сплава. Тем не менее, нержавеющая сталь часто используется в качестве внутренней обшивки в кормовой части силовой части, а также для створок капота и отверстий возле створок капота. Он также используется для воздуховодов масляного радиатора. Створки капота представляют собой подвижные части капота гондолы, которые открываются и закрываются для регулирования температуры двигателя. Существует множество конструкций капотов двигателей. На рис. 25 показан фрагмент капота горизонтально расположенного двигателя легкого самолета в разобранном виде. Он крепится к гондоле с помощью винтов и/или быстросъемных застежек. Некоторые большие поршневые двигатели закрыты кожухами типа «апельсиновая корка», которые обеспечивают отличный доступ к компонентам внутри гондолы. [Рис. 26] Эти панели капота крепятся к передней противопожарной перегородке с помощью креплений, которые также служат петлями для открывания капота. Нижние крепления капота крепятся к шарнирным кронштейнам с помощью быстросъемных штифтов. Боковые и верхняя панели удерживаются в открытом положении стержнями, а нижняя панель удерживается в открытом положении пружиной и тросом. Все панели капота фиксируются в закрытом положении центральными стальными защелками, которые фиксируются в закрытом положении подпружиненными предохранителями. Рис. 25. Типовой капот горизонтально-оппозитного поршневого двигателя 90 088 Рисунок 26. Капот апельсиновой корки для большого радиального поршневого двигателя Пример гондолы турбореактивного двигателя показан на рис. 27. Панели капота представляют собой комбинацию фиксированных и легкосъемных панелей, которые можно открывать и закрывать во время технического обслуживания. Носовой обтекатель также является элементом гондолы реактивного двигателя. Posted inПопулярное Copyright 2021 Негосударственное частное образовательное учреждение Учебный технический Центр «Светофор». Все права защищены