Крепление агрегатов самолета к фюзеляжу

Узлы крепления
агрегатов к фюзеляжу устанавливаются
на усиленных шпангоутах, которые
выполняют роль жесткого диска, обеспечивают
распределение сосредоточенных нагрузок
по всему периметру оболочки фюзеляжа.
Для передачи сосредоточенных нагрузок
продольного направления стыковые узлы
агрегатов должны быть связаны с усиленными
продольными элементами фюзеляжа.

Перерезывающая
сила крыла с каждой его половины
передается на фюзеляж. С этой целью
стенки лонжеронов и дополнительные
продольные стенки крыла стыкуются с
силовыми шпангоутами. На эти же силовые
шпангоуты опираются и бортовые нервюры
крыла, которые, собирая с замкнутого
контура крыла крутящий момент, передают
его в виде пары сил на эти опорные
шпангоуты.

Крепление
стабилизатора к фюзеляжу принципиально
ничем не отличается от схемы стыковки
крыла.

Крепление киля к
фюзеляжу требует обязательной передачи
его изгибающего момента на фюзеляж. С
этой целью каждый лонжерон киля
соединяется с силовым шпангоутом
конструкции.

Крепление двигателей
к фюзеляжу осуществляется как внутри
к усиленным элементам каркаса, так и
снаружи на специальных пилонах. Крепление
пилонов к фюзеляжу подобно креплению
стабилизатора или крыла.

Крепление шасси
выполняется к усиленным шпангоутам и
продольным балкам в нижней части
фюзеляжа.

Вырезы под двери,
окна, фонари, люки, ниши шасси нарушают
замкнутость контура оболочки фюзеляжа
и резко снижают ее крутильную и изгибную
жесткость и прочность. Эти потери
компенсируют путем создания по контуру
выреза достаточно жесткой рамной
окантовки. При малых размерах выреза
такая окантовка создается в виде
монолитной конструкции. Большие вырезы
окантовываются по торцам силовыми
шпангоутами, а в продольном направлении
усиленными лонжеронами.

3. Оперение.Оперением называются аэродинамические
поверхности, обеспечивающие устойчивость,
управляемость и балансировку самолета
в полете. Оно состоит из горизонтального
и вертикального оперения.

Основные требования
к оперению:

• обеспечение
  высокой эффективности при минимальном
  лобовом сопротивлении и наименьшей
  массе конструкции;

• возможно меньшее
  затенение оперения другими частями
  самолета — крылом, фюзеляжем, гондолами
  двигателей, а также одной части оперения
  другой,

• отсутствие вибраций
  и колебаний;

• более позднее,
  чем на крыле развитие волнового кризиса.

Горизонтальное
оперение обеспечивает продольное
движение самолета относительно его
поперечной оси. Горизонтальное оперение
состоит из неподвижной поверхности —
стабилизатора и шарнирно подвешенного
к нему руля высоты. Горизонтальное
оперение устанавливается в хвостовой
части самолета.

Вертикальное
оперение:Обеспечивает самолету
путевую устойчивость, управляемость и
балансировку относительно вертикальной
оси. Оно состоит из неподвижной поверхности
— киля и шарнирно подвешенного к нему
руля поворота (направления).

Стабилизаторы
и кили имеют полную
аналогию с крылом как по составу и
конструкции основных элементов —
лонжеронов, продольных стенок, стрингеров,
нервюр, так и по типу силовых схем.

Рули и элероны.
Их основным силовым элементом,
работающим на изгиб и воспринимающим
практически всю перерезывающую силу,
является лонжерон, который опирается
на шарнирные опоры узлов подвески. Их
основная нагрузка — воздушная
аэродинамическая, возникающая при
балансировке, маневрировании самолета
или при полете в неспокойном воздухе.
Воспринимая эту нагрузку лонжерон
работает как неразрезная многоопорная
балка. Особенность его работы заключается
в том, что опоры руля и элеронов закреплены
на упругих конструкциях, деформации
которых под нагрузкой существенно
влияют на силовую работу лонжерона.
Восприятие крутящего момента рулями
высоты, рулями поворота и элеронами
обеспечивается замкнутым контуром
обшивки, который в местах выреза под
кронштейны крепления замыкается стенкой
лонжерона.

Устройство крепления крыла летательного аппарата

Изобретение относится к конструктивным элементам летательных аппаратов. Устройство крепления крыла летательного аппарата содержит узлы присоединения передних и задних лонжеронов консолей крыла к шпангоутам центральной части фюзеляжа. Узел присоединения переднего лонжерона консолей крыла к шпангоуту фюзеляжа выполнен двухшарнирным в поперечной плоскости с промежуточным звеном и включает участок шпангоута фюзеляжа, который обращен к консоли крыла и выполнен с передней и задней стойками, которые формируют полость под промежуточное звено и наконечник кронштейна переднего лонжерона. Передняя и задняя стойки шпангоута выполнены с отверстием под установку крепежного элемента, соединяющего промежуточное звено с наконечником кронштейна переднего лонжерона консоли крыла. Лонжерон фюзеляжа выполнен с отверстием под кронштейн переднего лонжерона консоли крыла. Передняя и задняя стойки шпангоута также соединены с промежуточным звеном посредством крепежного элемента, установленного вдоль оси двухшарнирного узла. Изобретение направлено на снижение веса летательного аппарата за счет уменьшения нагрузки на фюзеляж от изгибной деформации консолей крыла. 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Область техники

Изобретение относится к конструктивным элементам летательного аппарата, общим для фюзеляжа и крыла, относящимся к креплению крыла к фюзеляжу. Преимущественной областью применения изобретения являются беспилотные летательные аппараты, легкие маневренные самолеты с крылом, свободным от двигателей и иных средств весового нагружения (кроме топлива и основных опор шасси).

Предшествующий уровень техники

У значительного числа летательных аппаратов с крылом, несущим двигатели, например А-320, стыковка крыла с фюзеляжем осуществлена через встроенный в фюзеляж центроплан, к которому присоединены консоли крыла.

Ближайшим аналогом настоящего изобретения является устройство соединения крыла с фюзеляжем на самолете TRANSALL (адрес в Интернете «http://aviadejavu.ru/Images6/MM/MM-218/0423-05-2-6. jpg», а также публикация патента РФ №2441803) посредством нескольких двухшарнирных узлов. Отдельные части этих узлов расположены против друг друга на крыле и фюзеляже. Узлы крепления крыла к фюзеляжу на самолете TRANSALL расположены вне внутреннего объема как крыла, так и фюзеляжа. В описании этих узлов отсутствуют сведения об их расположении относительно наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

Устройство для крепления крыла к фюзеляжу на самолете TRANSALL, так же как и настоящее изобретение, содержит узлы присоединения передних и задних лонжеронов консолей крыла к шпангоутам центральной части фюзеляжа. Узел присоединения переднего лонжерона консоли крыла к шпангоуту фюзеляжа выполнен двухшарнирным в поперечной плоскости с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута, так и лонжерона.

Кроме нагрузок, вызванных маневрированием летательного аппарата и обусловленных действием аэродинамических, массовых и инерционных сил на крыло и фюзеляж, узлы присоединения дополнительно нагружаются силой, вызванной деформациями изгиба консолей крыла под этими нагрузками. Величина этой силы может составлять до 100% и более от основной нагрузки в зависимости от действующей в полете на самолет перегрузки и конструктивных особенностей узлов присоединения. Эта дополнительная сила называется распором.

Механика возникновения распора и работа узлов присоединения показана на фигурах 5a, 5b и 5c на примере взаимодействия лонжерона крыла и шпангоута в зоне установки присоединительных узлов А и В. При нагружении лонжерона крыла изгибающим моментом М_изг он деформируется — прогибается и присоединительные узлы А и В либо сближаются (фиг. 5b), либо расходятся в зависимости от направления М_изг. При этом силой распора Р_р нагружаются как сами узлы А и В, так и шпангоут и лонжерон крыла в зоне установки присоединительных узлов. Если между лонжероном крыла и шпангоутом в присоединительных узлах их крепления установить двухшарнирные элементы (фиг. 5с), то силы распора в узлах не возникнут, так как двухшарнирные элементы своими поворотами компенсируют деформацию — изменение расстояния между распорными узлами А и В.

Недостатки ближайшего аналога заключаются в том, что дополнительная сила в узлах присоединения, понижающая их надежность и уменьшающая долговечность, компенсируется только увеличением габаритов и, следовательно, массы узлов присоединения и примыкающей конструкции фюзеляжа и крыла.

Для неманевренного самолета TRANSALL, на каждой из консолей крыла которого посредством пилона установлен двигатель, практически отсутствует проблема нейтрализации дополнительного нагружения фюзеляжа и крыла из-за деформаций изгиба консолей крыла в полете. Вследствие весового воздействия двигателей и малой перегрузки в полете такое нагружение несущественно.

Раскрытие изобретения

Техническим результатом заявленного изобретения является снижение массы летательного аппарата, повышение надежности и долговечность конструкции за счет уменьшения нагрузки на фюзеляж и крыло, вызванной деформациями изгиба консолей крыла, свободного от двигателей и иных средств весового нагружения, кроме того, техническим результатом заявленного изобретения является компактное расположение узлов крепления крыла внутри фюзеляжа.

Технический результат достигнут устройством для крепления крыла летательного аппарата с признаками пункта 1 формулы изобретения — выполнением устройства для крепления крыла летательного аппарата, содержащего узлы присоединения передних и задних лонжеронов консолей крыла к шпангоутам центральной части фюзеляжа, причем узел присоединения переднего лонжерона одной из консолей крыла к шпангоуту фюзеляжа выполнен двухшарнирным в поперечной плоскости с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута, так и лонжерона, в котором, согласно изобретению, двухшарнирный узел присоединения с промежуточным звеном расположен в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

Благодаря реализации изобретения созданное устройство для крепления крыла летательного аппарата позволяет разгрузить наиболее нагруженные узлы присоединения от сил, вызванных деформациями изгиба консолей крыла в плоскости наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла, которая характеризуется наибольшим моментом сил от изгиба консоли крыла в полете.

Согласно пункту 2 формулы изобретения, предпочтительной формой осуществления устройства для крепления крыла летательного аппарата при достижении технического результата является выполнение узлов присоединения как левой, так и правой консолей крыла двухшарнирными с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута фюзеляжа, так и переднего лонжерона консоли крыла в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

Для достижения технического результата — компактного расположения узлов крепления крыла внутри фюзеляжа — двухшарнирный узел присоединения консоли крыла к фюзеляжу, согласно с дополнительными пунктами 3, 4, 5 и 6 формулы изобретения, включает в себя участок шпангоута фюзеляжа, который обращен к консоли крыла и выполнен с передней и задней стойками, формирующими полость под промежуточное звено двухшарнирного узла и расположенный в нем наконечник кронштейна переднего лонжерона консоли крыла. При этом передняя и задняя стойки шпангоута выполнены с отверстиями для подхода к крепежному элементу, установленному вдоль оси двухшарнирного узла и соединяющему промежуточное звено с наконечником кронштейна переднего лонжерона консоли крыла. Размеры отверстий в стойках выбраны с учетом подхода к крепежному элементу и угла поворота промежуточного узла при максимальной деформации консоли крыла с обеспечением зазора d, не допускающего касание крепежного элемента со стойками. Сами стойки посредством другого крепежного элемента, установленного вдоль оси двухшарнирного узла, соединены с промежуточным звеном и установлены на лонжероне фюзеляжа, выполненном с отверстием под кронштейн переднего лонжерона консоли крыла.

Описание чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:

Фиг. 1 — вид на центральную часть самолета сбоку.

Фиг. 2 — разрез А-А на фиг. 1.

Фиг. 3 — узел «I» на фиг. 2 в увеличенном масштабе.

Фиг. 4 — разрез Б-Б на фиг. 3.

Фиг. 5а, 5в и 5с — механика возникновения распора.

Осуществление изобретения

На фигурах 1 и 2 показано устройство крепления крыла летательного аппарата. Передний 1 и задний 2 лонжероны консолей 3 и 4 крыла присоединены к шпангоутам, соответственно 5 и 6, центральной части фюзеляжа. Узел присоединения переднего лонжерона 1 одной или обоих консолей крыла к шпангоуту 5 фюзеляжа выполнен двухшарнирным в поперечной плоскости. Двухшарнирный узел (фиг. 3 и фиг. 4) присоединения выполнен с промежуточным звеном 7, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута 5, так и лонжерона 1. Двухшарнирный узел присоединения расположен в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

Конструкция наиболее нагруженных узлов присоединения переднего лонжерона 1 направляет нагрузку, передаваемую от консоли крыла на шпангоут 5 вдоль промежуточного звена 7. При этом на шпангоут 5 благодаря двухшарнирному узлу нагрузка, вызванная деформацией консолей крыла, практически не передается — распора нет.

Нагрузки, приходящие с крыла на фюзеляж и действующие в других направлениях, могут восприниматься шпангоутом 6 или другими дополнительными узлами.

Благодаря изобретению наиболее нагруженные узлы присоединения крыла к фюзеляжу разгружаются от сил, вызванных деформацией консолей крыла.

Двухшарнирный узел присоединения с промежуточным звеном 7 включает в себя участок 8 шпангоута 5. Участок 8 шпангоута обращен к консоли крыла и выполнен с передней 9 и задней 10 стойками. Стойки 9 и 10 формируют полость 11 под промежуточное звено 7 и расположенный в нем наконечник 12 кронштейна 13 лонжерона 1.

Стойки 9 и 10 установлены на лонжероне 14 фюзеляжа и выполнены с отверстиями 15 для подхода к крепежному элементу, установленному вдоль оси 16 двухшарнирного узла и соединяющему промежуточное звено 7 с наконечником 12. Лонжерон 14 выполнен с отверстием 17 под наконечник 12 кронштейна 13.

Стойки 9 и 10 соединены с промежуточным звеном 7 посредством крепежного элемента, установленного вдоль оси 18 двухшарнирного узла.

Благодаря компактной конструкции двухшарнирные узлы присоединения занимают мало места внутри объема фюзеляжа.

Работает устройство следующим образом.

При выполнении летательным аппаратом маневра с высокой перегрузкой консоли 3 и 4 крыла деформируются. Кронштейны 13 с наконечниками 12 на переднем 1 и заднем 2 лонжеронах крыла, проходящие через отверстия 17 лонжеронов 14 фюзеляжа, получают перемещение из-за прогиба лонжеронов крыла. Промежуточные звенья 7 поворачиваются относительно осей 16 и 18 двухшарнирных узлов участков 8 шпангоутов 5 и 6 и наконечников 12 кронштейнов 13 лонжеронов крыла, благодаря чему перемещения наконечников 12 из-за деформации консолей крыла на шпангоуты 5 и 6 практически не передаются и силы распора между ними нет. Передается только нагрузка, действующая вдоль оси промежуточного звена 7 и соответственно вдоль шпангоута. Подвижное промежуточное звено 7, размещенное в полости 11 между передней 9 и задней 10 стойками участка 8 шпангоута, перемещается, вращаясь относительно осей 16 и 18, не касаясь элементов конструкции. Для подхода к крепежному элементу, соединяющему наконечник 12 с промежуточным звеном 7, вдоль оси 18 в передней 9 и задней 10 стойках выполнены отверстия 15 с зазором d между крепежным элементом и границами отверстия 15, учитывающим максимальную деформацию консолей крыла.

Таким образом, за счет того, что в устройстве крепления крыла летательного аппарата двухшарнирный узел присоединения с промежуточным звеном расположен в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла, снижена масса летательного аппарата, повышены надежность и долговечность конструкции за счет уменьшения нагрузки на фюзеляж и крыло, вызванной деформациями изгиба консолей крыла, свободного от двигателей и иных средств весового нагружения, кроме того, предпочтительной формой осуществления устройства для крепления крыла летательного аппарата при достижении технического результата является выполнение узлов присоединения как левой, так и правой консолей крыла двухшарнирными с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута фюзеляжа, так и переднего лонжерона консоли крыла в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

1. Устройство крепления крыла летательного аппарата, содержащее узлы присоединения передних и задних лонжеронов консолей крыла к шпангоутам центральной части фюзеляжа, причем узел присоединения переднего лонжерона одной из консолей крыла к шпангоуту фюзеляжа выполнен двухшарнирным в поперечной плоскости с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута, так и лонжерона, отличающееся тем, что двухшарнирный узел присоединения с промежуточным звеном расположен в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что узлы присоединения как левой, так и правой консолей крыла выполнены двухшарнирными с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута фюзеляжа, так и переднего лонжерона консоли крыла в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

3. Устройство по п. 1 или 2, отличающееся тем, что двухшарнирный узел присоединения консоли крыла к фюзеляжу включает в себя участок шпангоута фюзеляжа, который обращен к консоли крыла и выполнен с передней и задней стойками, формирующими полость под промежуточное звено двухшарнирного узла и расположенный в нем наконечник кронштейна переднего лонжерона консоли крыла.

4. Устройство по п. 3, отличающееся тем, что передняя и задняя стойки шпангоута фюзеляжа выполнены с отверстиями для подхода к крепежному элементу, установленному вдоль оси двухшарнирного узла, соединяющему промежуточное звено с наконечником кронштейна переднего лонжерона консоли крыла.

5. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что передняя и задняя стойки шпангоута фюзеляжа соединены с промежуточным звеном посредством крепежного элемента, установленного вдоль оси двухшарнирного узла.

6. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что передняя и задняя стойки шпангоута установлены на лонжероне фюзеляжа, выполненном с отверстием под наконечник кронштейна переднего лонжерона консоли крыла.

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 Wikimedia

Эти болты будут поддерживать усилия, значительно превышающие максимально ожидаемые усилия, 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 через Wikimedia

Во-первых, это главная проблема 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

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

Конструкция крыла

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» на самолете 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]

Монолонжерон Мультилонжерон 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. 0074 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 должны заставить летчиков проявлять бдительность в отношении лонжеронов крыльев, изготовленных из различных материалов. На рис. 8 показаны примеры поперечных сечений 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] Рисунок 10. Лонжерон с пластинчатой ​​стенкой крыла с вертикальными ребрами жесткости Он также может не иметь ребер жесткости, но может иметь фланцевые отверстия для уменьшения 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 02 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 простое ребро или основное ребро. 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. 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. Рис. 16. Съемная металлическая законцовка крыла Обшивка крыла Часто , обшивка на крыле 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 Часто топливо 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. 083 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 75 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 celles Гондолы (иногда называемые «капсулами») представляют собой корпуса обтекаемой формы, используемые в основном для двигатель и его компоненты. 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, чтобы изолировать моторный отсек 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 монтировки двигателя также обнаружены. 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 90 071 Рис. 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