Устройство крыла самолета

Конструкция крыла самолета

Красиво нарисованный и детально рассчитанный профиль необходимо изготовить в реальности. Крыло, помимо выполнения своей основной функции – создания подъемной силы, должно выполнять еще ряд задач, связанных с размещением топливных баков, различных механизмов, трубопроводов, электрических жгутов, датчиков и много другого, что делает его крайне сложным техническим объектом. Но если говорить очень упрощенно, крыло самолета состоит из набора нервюр, которые обеспечивают формирование нужного профиля крыла, располагающихся поперек крыла, и лонжеронов, располагающихся вдоль. Сверху и снизу эта конструкция закрывается обшивкой из алюминиевых панелей со стрингерным набором. Нервюры по внешним обводам полностью соответствуют профилю крыла самолета. Трудоемкость изготовления крыла достигает 40 % от общей трудоемкости изготовления всего самолета.

Выбор профиля

Разнообразие летательных аппаратов, типы их двигательных установок и их назначение требуют тщательного подхода к выбору профиля крыла самолета. При проектировании новых летательных аппаратов обычно рассматривается несколько альтернатив. Чем больше относительная толщина крыла, тем больше сопротивление. Но при тонких крыльях большой длины сложно обеспечить надлежащую прочность конструкции.

Отдельно стоит вопрос по сверхзвуковым машинам, требующим особого подхода. Совершенно естественно, что профиль крыла самолета Ан-2 («кукурузник») будет отличаться от профиля истребителя и пассажирского лайнера. Симметричный и S-образный профили крыла создают меньшую подъемную силу, но отличаются стабильностью, тонкое крыло с небольшим изгибом подходит для скоростных спортивных машин и истребителей, а профилем крыла с наибольшей подъемной силой можно назвать толстое крыло с большим изгибом, применяемое на больших пассажирских самолетах. Сверхзвуковые самолеты оснащаются крыльями, имеющими чечевицеобразный профиль, а для гиперзвуковых применяются ромбовидные и клиновидные профили. Следует иметь в виду, что создав самый лучший профиль, можно потерять все его преимущества только из-за некачественной обработки поверхности панелей крыла или неудачной конструкции самолета.

Подъемная сила крыла самолета: формула

  1. Cy – это коэффициент подъемной силы крыла самолета.
  2. S – площадь крыла.
  3. Р – плотность воздуха.
  4. V – скорость потока.

Аэродинамика крыла самолета, которая оказывает влияние на него при полете, вычисляется таким выражением:

F= c ∙ q ∙ S, где:

  • C – это коэффициент формы;
  • S – площадь;
  • q – скоростной напор.

Следует отметить, что кроме крыла, подъемная сила создается при помощи других составляющих, а именно хвостового горизонтального оперения.

Те, кто интересуются авиацией, в частности ее историей, знают, что впервые самолет взлетел в 1903 году. Многих интересует вопрос: почему это случилось так поздно? По каким причинам это не случилось раньше? Все дело в том, что ученые на протяжении долгого времени недоумевали, каким образом высчитать подъемную силу и определить размер и форму крыла воздушного судна.

Если брать закон Ньютона, то подъемная сила пропорциональна углу атаки во второй степени. Из-за этого многие ученые считали, что невозможно изобрести крыло самолета малого размаха, но при этом с хорошими характеристиками. Лишь в конце IXX века братья Райт решили создать конструкцию небольшого размаха с нормальной силой подъема.


Центровка самолета

Примечания

  1.  (неопр.). Проверено 1 июня 2010. 10 февраля 2012 года.
  2.  (неопр.) (недоступная ссылка). Проверено 1 июня 2010. 2 сентября 2009 года.
  3.  (неопр.). Проверено 1 июня 2010. 10 февраля 2012 года.
  4. ↑ Предкрылок // Авиация. Энциклопедия / Гл. ред. Г. П. Свищев. — Большая Российская энциклопедия, 1994. — С. 445. — 736 с. — ISBN 5-85270-086-X.
  5.  (неопр.). Проверено 1 июня 2010. 10 февраля 2012 года.
Компоненты летательного аппарата (ЛА)
Конструкция планера ЛА
  • Аварийная авиационная турбина
  • V-образное оперение
  • ВСУ
  • Гидравлическая система
  • Гаргрот
  • Гермокабина
  • Гермошпангоут
  • Гондола
  • Головной обтекатель
  • Стабилизатор
  • Задняя кромка крыла
  • Зализ
  • Кабина
  • Киль
  • Кессон
  • Корень крыла
  • Крыло
  • Лонжерон
  • Мотогондола
  • Нервюра
  • Обшивка
  • Носок крыла
  • Оперение
  • Подкос
  • Расчалка
  • Стабилизатор
  • Планер летательного аппарата
  • Противообледенительная система
  • Противопожарное оборудование
  • Рампа
  • Система отбора воздуха
  • Система кондиционирования
  • Стойка
  • Стрингер
  • Технический отсек
  • Фонарь кабины
  • Фюзеляж
  • Центроплан
Элементы управления полётом
  • NOTAR
  • Автомат перекоса
  • Аэродинамический тормоз
  • Боковая ручка
  • Вибросигнализатор штурвала
  • Крутка крыла
  • Руль высоты
  • Руль направления
  • Рулевой винт
  • Ручка управления самолётом
  • Сервокомпенсатор
  • Спойлер (интерцептор)
  • Спойлерон
  • Стопор рулей
  • Толкатель штурвальной колонки
  • Триммер
  • Флаперон
  • Фенестрон
  • ЦПГО
  • Штурвал
  • Элевоны
  • Элероны
Аэродинамика имеханизация крыла
  • ACTE
  • Адаптивное управляемое крыло
  • Активное аэроупругое крыло
  • Аэродинамический гребень
  • Бесхвостка
  • Вибрирующий предкрылок
  • Гребень крыла
  • Законцовка крыла
  • Кольцевое крыло
  • Крыло изменяемой стреловидности
  • Крыло обратной стреловидности
  • Наплыв крыла
  • Пластинчатый турбулизатор
  • Предкрылки
  • Роторный предкрылок
  • Утка
  • Щиток Крюгера
Бортовое радиоэлектронноеоборудование (БРЭО)
  • ACAS
  • GPS
  • БРЛС
  • Доплеровский измеритель скорости и сноса
  • TCAS
  • Радиовысотомер
  • Радиодальномер
  • Радиокомпас
  • Радиотехническая система ближней навигации
  • Речевой информатор
  • Самолётный радиолокационный ответчик
  • Самолётное переговорное устройство
  • GPWS
  • Станция предупреждения об облучении
Авиационное оборудование (АО)
  • EFIS
  • Автопилот
  • Авиационный электропривод
  • Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок
  • Автомат тяги
  • АБСУ
  • INS
  • Авиагоризонт
  • БРЛС
  • Бортовая СЭС ЛА
  • Вариометр
  • Высотомер
  • Гировертикаль
  • Датчик угловой скорости
  • Демпфер рыскания
  • ИЛС
  • Индикатор отклонения курса
  • Кислородное оборудование
  • Компас
  • Корректор высоты
  • Курсовертикаль
  • Командно-пилотажный прибор
  • Навигационные огни
  • Плановый навигационный прибор
  • Приборная доска
  • Приёмник воздушного давления
  • Бортовые огни
  • Система воздушных сигналов
  • Система аварийной подачи кислорода
  • Система управления воздухозаборником
  • Система траекторного управления
  • Сигнальное табло
  • Система управления полётом самолёта
  • Стеклянная кабина
  • Сигнализатор обледенения
  • Указатель курса
  • Указатель поворота и скольжения
  • Указатель скорости
  • Система сигнализации пожара в авиации
  • ЭДСУ
  • FADEC
Силовая установка итопливная система (СУ и ТС)
  • EICAS
  • Воздушный винт
  • Кок
  • Кольцо Тауненда
  • Конус воздухозаборника
  • Обтекатель NACA
  • Несущий винт
  • ПАЗ
  • Пластинчатый отсекатель
  • Подвесной топливный бак
  • Привод постоянных оборотов
  • Реверс
  • РУД
  • Сверхзвуковой воздухозаборник
  • Топливный бак
  • Топливная система летательного аппарата
  • Управление вектором тяги
  • Форсажная камера
Взлётно-посадочные устройства
  • Автомат торможения
  • Гидравлический амортизатор
  • Демпфер шимми
  • Закрылок
  • Закрылок Гоуджа
  • Закрылок со сдувом пограничного слоя
  • Парашютно-тормозная установка
  • Тормозной гак
  • Тормоз колеса
  • Шасси
Системы аварийногопокидания и спасения (САПС)
  • Катапультируемое кресло
  • Спасательная капсула
Системы авиационноговооружения и обороны (АВ)
  • Бомбодержатель
  • Бомбовый прицел
  • Грузоотсек
  • Узел подвески вооружения
  • Средства инфракрасного противодействия
Бытовое оборудование
  • Бортовой туалет
  • Бортовой трап
  • Развлекательная система
Средства объективного контроля
  • Аэрофотоаппарат
  • Бортовой самописец
  • Бортовые средства объективного контроля
  • Статоскоп
  • Фотопулемёт
Функционально связанныесистемы ЛА

Принцип действия

Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом. Подъёмная сила крыла создаётся за счёт разницы давлений воздуха на нижней и верхней поверхностях. Давление же воздуха зависит от распределения скоростей воздушных потоков вблизи этих поверхностей.

Одним из распространённых объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона: частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз («скос потока»), согласно третьему закону Ньютона, толкая крыло вверх. Данная упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы.

В другой распространённой, но неверной модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли: на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх. Обычно рассматривается крыло с плоско-выпуклым профилем: нижняя поверхность плоская, верхняя — выпуклая. Набегающий поток разделяется крылом на две части — верхнюю и нижнюю, — при этом, вследствие выпуклости крыла, верхняя часть потока должна пройти больший путь, нежели нижняя. Для обеспечения неразрывности потока скорость воздуха над крылом должна быть больше, чем под ним, из чего следует, что давление на верхней стороне профиля крыла ниже, чем на нижней; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила. Однако данная модель не объясняет возникновение подъёмной силы на двояковыпуклых симметричных или на вогнуто-выпуклых профилях, когда потоки сверху и снизу проходят одинаковое расстояние.

Для устранения этих недостатков Н. Е. Жуковский ввёл понятие циркуляции скорости потока; в 1904 году им была сформулирована теорема Жуковского. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах.

Положение закрылков (сверху вниз): 1) Наибольшая эффективность (набор высоты, горизонтальный полёт, снижение) 2) Наибольшая площадь крыла (взлёт) 3) Наибольшая подъёмная сила, высокое сопротивление (заход на посадку) 4) Наибольшее сопротивление, уменьшенная подъёмная сила (после посадки)

Одним из главных недостатков вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают вязкость воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции). Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом, и возвращающая часть импульса обратно (экранный эффект).

Также в приведённых объяснениях не раскрывается механизм передачи энергии от крыла к потоку, то есть совершения работы самим крылом. Хотя верхняя часть воздушного потока действительно имеет повышенную скорость, геометрическая длина пути не имеет к этому отношения — это вызвано взаимодействием слоёв неподвижного и подвижного воздуха и верхней поверхности крыла. Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля (эффект Коанда). Благодаря поступательному движению, крыло совершает работу по разгону этой части потока. Достигнув точки отрыва у задней кромки, воздух продолжает своё движение вниз по инерции вместе с массой, отклонённой нижней поверхностью крыла, что в сумме вызывает скос потока и возникновение реактивного импульса. Вертикальная часть этого импульса и вызывает подъёмную силу, уравновешивающую силу тяжести, горизонтальная же часть уравновешивается лобовым сопротивлением.

На самом деле, обтекание крыла является очень сложным трёхмерным нелинейным, и зачастую нестационарным, процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока (числа Маха) и от целого ряда других факторов.

Крылья против тел

Некоторые конструкции не имеют четкого соединения крыла и фюзеляжа или корпуса. Это может быть потому, что один или другой из них отсутствует, или потому, что они сливаются друг с другом:

  • Летающее крыло : у самолета нет отчетливого фюзеляжа или горизонтального оперения (хотя могут присутствовать плавники и гондолы, пузыри и т. Д.), Как на бомбардировщике-невидимке B-2 .
  • Комбинированный корпус или комбинированный корпус крыла : плавный переход между крылом и фюзеляжем без жесткой разделительной линии. Уменьшает смачиваемую площадь, а также может уменьшить помехи между воздушным потоком над корневой частью крыла и любым прилегающим телом, в обоих случаях уменьшая сопротивление. Локхид SR-71 spyplane иллюстрирует этот подход.
  • Подъемный корпус : у самолета отсутствуют идентифицируемые крылья, но он полагается на фюзеляж (обычно на высоких скоростях или больших углах атаки) для обеспечения аэродинамической подъемной силы, как на X-24 .
Летающее крыло Смешанное тело Подъемное тело

Некоторые конструкции могут попадать в несколько категорий в зависимости от интерпретации, например, многие БЛА или дроны можно рассматривать либо как бесхвостое смешанное крыло, либо как летающее крыло с глубокой центральной хордой.

Геометрические характеристики крыла

Геометрические характеристики — перечень параметров, понятий и терминов используемых для проектирования крыла и определения наименований его элементов:

Размах крыла (L) — расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолёта и касающимися концов крыла.
Хорда несущей поверхности крыла — отрезок прямой взятый в одном из сечений крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолёта, и ограниченный передней и задней точками профиля.
Местная хорда крыла (b(z)) — отрезок прямой на профиле крыла, соединяющий переднюю и заднюю точки контура профиля в заданном сечении по размаху крыла.
Длина местной хорды крыла (b(z)) — длина отрезка линии проходящей через заднюю и переднюю точки аэродинамического профиля в местном сечении по размаху крыла.
Центральная хорда крыла (b) — местная хорда крыла в базовой плоскости самолёта, получаемая продолжением линии передней и задней кромок крыла до пересечения с этой плоскостью.
Длина центральной хорды крыла (b) — длина отрезка между точками пересечения передней и задней кромок крыла базовой плоскостью самолёта.
Бортовая хорда крыла (bб) — хорда по линии разъёма крыла и фюзеляжа в сечении крыла, параллельном базовой плоскости самолёта.
Концевая хорда крыла (bк) — хорда в концевом сечении крыла, параллельном базовой плоскости самолёта.
Базовая плоскость крыла — плоскость содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолёта.
Площадь крыла (S) — площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла, включая подфюзеляжную часть крыла и наплывы крыла.
Контрольное сечение крыла — условное сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости крыла (z = const).
Кривизна крыла — переменное отклонение средней линии аэродинамических профилей от их хорд; характеризуется относительной вогнутостью профиля (отношением максимального отклонения средней линии от хорды к длине хорды).
Срединная поверхность крыла — образуемая совокупностью всех средних линий профилей крыла по размаху; обычно задаётся некоторыми законами изменения вогнутости профиля и крутки крыла по размаху; при постоянной величине крутки крыла и нулевой кривизне профилей из которых составлено крыло, срединная поверхность представляет собой плоскость.
Удлинение крыла (λ) — относительный геометрический параметр, определяемый как отношение: λ = L²/S;
Сужение крыла (η) — относительный геометрический параметр крыла, определяемый как отношение: η = b/bк;
Геометрическая крутка крыла — поворачивание хорд крыла по его размаху на некоторые углы (по закону φкр = f(z)), которые отсчитываются от плоскости, за которую обычно принимают базовую плоскость крыла (при условии если угол заклинения крыла по бортовой хорде равен нулю). Применяется для улучшения аэродинамических характеристик, устойчивости и управляемости на крейсерском режиме полёта и при выходе на большие углы атаки.
Местный угол геометрической крутки крыла (φкр(z)) — угол между местной хордой крыла и его базовой плоскостью, причём угол φкр(z) считается положительным, когда передняя точка местной хорды выше задней очки той же хорды крыла.

Как они работают?

Подъемная сила крыла самолета создается за счет разницы давления. Оно изменяется за счет нахождения потоков воздуха.

Принцип действия объясняется и ударной моделью Ньютона. Частицы воздуха наталкиваются на нижнюю полуплоскость крыла, который расположен под углом к потоку, и отскакивают вниз, выталкивая крыло наверх.

Строение крыла самолета.

Сколько крыльев у самолета? В классической модели их два — по одному с каждого бока.

Существует такое понятие, как размах крыла самолета. Это расстояние от вершины левой части крыла до верха правой. Оно измеряется по прямой линии и не зависит от формы или его стреловидности.

Планер

Обычно планер самолёта включает фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, шасси и гондолы, куда помещают двигательные установки или другие агрегаты. Этот набор элементов характерен для классической конструктивной схемы. Некоторые элементы могут отсутствовать в других конструктивных схемах.

Компоновочные схемы

На сегодняшний день различают следующие компоновочные схемы самолётов:

  • классическая компоновка
  • бесхвостка
  • утка
  • летающее крыло
  • продольный триплан (с передним и хвостовым горизонтальным оперением)
  • тандем (два крыла расположены друг за другом)
  • конвертируемая (Ту-144)

Фюзеляж

Фюзеляж является «телом» самолёта. В нём располагаются кабина экипажа, основные топливные баки, системы управления и контроля, пассажирские салоны и багажные отсеки (в пассажирских самолётах) или грузовые отсеки (в грузовых самолётах), оружие (в боевых самолётах) и так далее. Конструктивно-силовая схема фюзеляжа, как правило, состоит из продольных элементов (лонжеронов и стрингеров), поперечных элементов (шпангоутов) и обшивки (металлических (чаще дюралюминиевых) листов).

Пассажирские самолёты разделяют на узко- и широкофюзеляжные. У первых диаметр поперечного сечения фюзеляжа составляет в среднем 2-3 метра. Диаметр широкого фюзеляжа — не менее шести метров. Все широкофюзеляжные самолёты — двухпалубные: на верхней палубе располагаются пассажирские места, на нижней — багажные отсеки. Существуют самолёты с двумя пассажирскими палубами — Airbus A380 и Боинг 747.

Крыло

Ил-76, высокоплан с Т-образным оперением

Крыло является ключевой частью в конструкции самолёта, оно создаёт подъёмную силу: профиль крыла устроен таким образом, что консоль разделяет набегающий на самолёт поток воздуха. Над верхней кромкой крыла образуется область низкого давления, одновременно под нижней — область высокого давления, крыло «выталкивается» наверх, и самолёт поднимается.

Крыло чаще всего крепится к фюзеляжу:

Крепление крыла непосредственно к центральной части фюзеляжа без центроплана характерно для боевых самолётов (Ту-22М). Самолёт также может иметь два, три и более крыла. Чаще всего у самолётов, имеющих два крыла — бипланов — одно крыло крепится к верхней части фюзеляжа, а другое — к нижней (Ан-2).

На крыле установлено множество отклоняющихся меньших консолей (механизации): закрылки, предкрылки, спойлеры, элероны, интерцепторы и другие. Они позволяют регулировать перемещение самолёта в трёх плоскостях, путевую скорость и некоторые другие параметры полёта. На современных самолётах на крыльях часто устанавливаются вертикальные законцовки, уменьшающие завихрения воздуха на кончиках крыла, снижая уровень вибрации, и, как следствие, экономя топливо. Внутри крыльев (у крупных самолётов), как правило, установлены топливные баки. У самолётов-истребителей дополнительные топливные баки нередко подвешиваются к специальным вертикальным консолям-креплениям.

Аэродинамические свойства крыла определяются его геометрией: размахом, площадью, а также углом и направлением стреловидности. Существуют самолёты с изменяемой геометрией крыла (самолёты с крылом изменяемой стреловидности).

Оперение

Оперение устанавливается в хвостовой или носовой части фюзеляжа. Хвостовое оперение в большинстве случаев представляет собой вертикально расположенный киль (или несколько килей — как правило два киля) и горизонтальный стабилизатор, близкие по конструкции к крылу. Киль регулирует путевую устойчивость самолёта (по оси движения), а стабилизатор — продольную (т. е. устойчивость по тангажу).

Горизонтальное оперение устанавливается на фюзеляже (Ил-86) или на верху киля (T-образная схема (Ту-154, Ил-76)). Киль устанавливается на фюзеляж или в двухкилевой схеме — на обоих кончиках цельного стабилизатора (Ан-225). На некоторых боевых самолётах дополнительное оперение устанавливается в носовой части фюзеляжа (Су-35). Для обеспечения достаточной путевой устойчивости на высоких скоростях, сверхзвуковые самолёты имеют непропорционально большой киль (Ту-22М3) или два киля (Су-27, МиГ-25, F-15).

Это интересно: Забыл вещи в самолете — что делать

Метод расчета характеристик

В последнее время расчеты характеристик крыла определенного профиля осуществляются с использованием ЭВМ, которые способны проводить многофакторное моделирование поведения крыла в разных условиях. Но самым надежным способом являются естественные испытания, проводимые на специальных стендах. Отдельные сотрудники «старой школы» могут продолжать делать это вручную. Звучит метод просто угрожающе: «полный расчет крыла с использованием интегродифференциальных уравнений относительно неизвестной циркуляции». Суть метода заключается в представлении циркуляции воздушного потока вокруг крыла в виде тригонометрических рядов и в поиске коэффициентов этих рядов, которые удовлетворяют граничным условиям. Работа эта очень трудоемкая и все равно дает лишь приблизительные характеристики профиля крыла самолета.

Конструктивно-силовая схема крыла

Конструктивно-силовая схема крыла должна обеспечивать противодействие силам сдвига, кручения и изгиба, возникающим во время полета. Ее надежность обуславливается использованием прочного каркаса из продольных и поперечных элементов, а также прочной обшивки.

Продольные элементы каркаса крыла представлены лонжеронами и стрингерами. Лонжероны выполняются в виде фермы или монолитной балки. Они размещаются по всему внутреннему объему крыла с определенным интервалом. Лонжероны придают конструкции жесткость и нивелируют воздействие поперечных и сгибающих сил, возникающих на той или иной стадии полета. Стрингеры играют роль компенсатора осевого усилия сжатия и растяжения. Они также нивелируют местные аэродинамические нагрузки и повышают жесткость обшивки.

Поперечные элементы каркаса крыла представлены нервюрами. В данной конструкции они могут выполняться в виде ферм или тонких балок. Нервюры обуславливают профиль крыла и придают его поверхности жесткость, необходимую при распределении нагрузки в момент формирования полетной воздушной подушки. Также они служат для более надежного крепления силовых агрегатов.

Обшивка не только придает крылу необходимую форму, но и обеспечивает максимальную подъемную силу. Наравне с другими элементами каркаса, она увеличивает жесткость конструкции и нивелирует воздействие внешних нагрузок.

Крылья самолетов могут отличаться по конструктивным особенностям и функциональности обшивки. Выделяют два главных типа:

  1. Лонжеронные. Отличаются небольшой толщиной обшивки, которая образует замкнутый контур с ребрами лонжеронов.
  2. Моноблочные. Основное количество внешней нагрузки распределяется по поверхности толстого слоя обшивки, закрепленного набором стрингеров. В таком случае обшивка может быть как монолитной, так и состоять из нескольких слоев.

Говоря о конструкции крыла, стоит отметить, что его стыковка и последующее крепление должны выполняться таким образом, чтобы в конечном итоге обеспечивалась передача и распределение крутящего и изгибающего моментов, которые могут возникнуть в разных режимах эксплуатации самолетов.

ЭЛЕРОНЫ

А теперь об оставшихся элементах крыла, указанных на рисунке в начале статьи.Элероны.

Их бы я к механизации крыла не относил. Это органы поперечного управления самолетом, то есть управления по каналу крена. Работают они дифференциально. На одном крыле вверх, на втором вниз. Однако существует такое понятие, как флапероны, слегка «роднящее» элероны с закрылками. Это так называемые «зависающие элероны». Они могут отклоняться не только в противоположные стороны, но, если надо и в одну тоже. В этом случае они выполняют роль закрылков. Применяются они не часто, в основном на легких самолетах.

Принцип работы турбовентиляторного двигателя

Турбовентиляторный двигатель технологически очень сложное изделие, но работающее по довольно простому и понятному принципу. Расскажем, о его устройстве и какие процессы и как в нём протекают. Сначала разберёмся с терминами. Слово турбовентиляторный произошло от английского turbofan, причём англоязычный мир имеет под словом turbofan абсолютно любой двухконтурный турбореактивный двигатель.

При этом они разделяют их с низкой и высокой степенью двухконтурности соответственно, а степень двухконтурности – это параметр, который показывает отношение расхода массы воздуха через внешний контур к расходу во внутреннем. Итак, неотъемлемое свойство турбовентиляторного двигателя высокая степень двухконтурности – для современных изделий от 4 и выше.

Чтобы как можно больше воздуха расходовать через внешний контур используется вентилятор большого диаметра, энергия для его вращения появляется за счёт работы внутреннего контура и в этом заключается суть работы турбовентиляторного двигателя, где с помощью вентилятора создаётся около 80% всей тяги.

Рассмотрим типичное устройство и как это работает. Турбовентиляторный двигатель имеет внешний и внутренний контуры. На входе в двигатель имеется вентилятор большого диаметра, который подаёт воздух в оба контура, устройство внутреннего контура подобно обычному турбореактивному двигателю, который состоит из компрессора, турбины, камеры сгорания и реактивного сопла.

Сначала воздух, немного увеличив давление, после вентилятора попадает в компрессор низкого давления, затем он попадает в компрессор высокого давления, который вращается в несколько раз быстрее. После прохождения обоих компрессоров, воздух, сжатый более чем в 30 раз и сильно нагретый от высокого давления попадает в камеру сгорания. Здесь он смешивается с топливом, которое подаётся с помощью форсунок и поджигается. Далее раскалённый газ с температурой около 1600 градусов и выше начинает совершать полезную работу.

Сначала он попадает в турбину высокого давления, которая заставляет вращаться, находящийся с ней на одном валу компрессор высокого давления. Затем, потратив часть энергии и снизив свою температуру, раскаленный газ попадает в турбину низкого давления, которая находится на одном валу с компрессором и вентилятором. Потеряв большую часть энергии, раскалённый газ попадает в сопло и совершает последнее полезное действие – создаёт реактивную тягу. Таков принцип работы внутреннего контура, который создаёт лишь 20% всей тяги вентиляторного двигателя.

Принцип работы внешнего контура. Турбина низкого давления, находящаяся на одном валу с вентилятором, заставляет его вращаться, воздух, пройдя через лопатки вентилятора и немного увеличив своё давление, проходит через спрямляющий аппарат, его неподвижные лопатки поворачивают поток воздуха в осевом направлении, заодно повышая его давление. Затем воздушный поток попадает в сопло, где создаётся реактивная тяга.

Вот и весь принцип работы вентиляторного двигателя. Разумеется, каждый конкретный двигатель имеет свои особенности и различия, больше всего они касаются устройства внутреннего контура, но схема исполнения всегда остаётся плюс минус одинаковой. Обычно разница заключается в количестве ступеней компрессора и турбины, также помимо двухвальной схемы используется и трёхвальная, когда вентилятор и компрессор низкого давления больше не связаны, в таком случае используется промежуточная турбина, которая вращает только компрессор низкого давления на отдельном валу.

Ещё один способ увеличения эффективности конструкции – это установка редуктора на валу, который соединяет турбину низкого давления и вентилятор, такое решение позволяет им работать на оптимальных для себя режимах. Устройство внешнего контура также может иметь заметные отличия. При относительно небольшой степени двухконтурности в двигателе может использоваться смешение потоков, где газ из обоих контуров попадает в единую камеру сгорания и покидает через общее сопло.

Но, такая схема не подходит для более габаритных двигателей с высокой степенью двухконтурности, так как масса двигателя значительно вырастет, поэтому практически во всех вентиляторных двигателях потоки не смешиваются и длина внешнего контура всегда меньше внутреннего. Вот собственно и всё – таков принцип и способы повышения эффективности работы турбовентиляторного двигателя.

Источник

Как они работают?

Подъемная сила крыла самолета создается за счет разницы давления. Оно изменяется за счет нахождения потоков воздуха.

Принцип действия объясняется и ударной моделью Ньютона. Частицы воздуха наталкиваются на нижнюю полуплоскость крыла, который расположен под углом к потоку, и отскакивают вниз, выталкивая крыло наверх.

Строение крыла самолета.

Сколько крыльев у самолета? В классической модели их два — по одному с каждого бока.

Существует такое понятие, как размах крыла самолета. Это расстояние от вершины левой части крыла до верха правой. Оно измеряется по прямой линии и не зависит от формы или его стреловидности.

Это интересно: Чартерный рейс: что это значит

Угол атаки

Угол атаки — один из самых важных параметров полета, он представляет собой угол наклона хорды к набегающему потоку. Подъемная сила будет больше, если увеличится угол атаки. Однако при этом возрастет лобовое сопротивление, но мощность двигателя специально рассчитана на то, чтобы его преодолевать.

Если данный угол достигает своего критического значения, потоки воздуха перестают огибать крыло плавно и начинают завихряться. Соответственно, уменьшается скорость потока и увеличивается давление на крыло, это приводит к тому, что подъемная сила резко падает. Данный эффект называют срывом потока.

Фюзеляж

Фюзеляж воздушного судна является основной частью, выполняющей несущую функцию. Именно на него крепятся все элементы конструкции самолета. Снаружи это: крылья с мотогондолами, оперение и шасси, а изнутри – кабина управления, технические помещения и коммуникации, а также грузовой или пассажирский отсек, в зависимости от принадлежности судна. Каркас фюзеляжа собирается из продольных (лонжероны и стрингеры) и поперечных (шпангоуты) элементов, которые впоследствии обшиваются металлическими листами. В легких самолетах вместо металла используется фанера или пластик.

Пассажирские машины могут быть узко- и широкофюзеляжными. В первом случае диаметр поперечного сечения корпуса составляет в среднем 2-3 метра, а во втором – от шести метров. Широкофюзеляжные самолеты имеют, как правило, две палубы: верхнюю – для пассажиров, и нижнюю – для багажа.

При проектировании фюзеляжа особое внимание уделяют прочностным характеристикам и весу конструкции. В этой связи имеют место такие меры:

  1. Форма самолета проектируется таким образом, чтобы подъемная сила была максимальной, а лобовое сопротивление воздушным массам – минимальным. Объем и габариты машины должны идеально соотноситься друг с другом.
  2. Для увеличения полезного объема корпуса, при проектировании предусматривается максимально плотная компоновка обшивки и несущих элементов фюзеляжа самолета.
  3. Крепления силовой установки, взлетно-посадочных элементов и крыловых сегментов стараются сделать максимально простыми и надежными.
  4. Места размещения пассажиров и крепления грузов или расходных материалов проектируются таким образом, чтобы в разных условиях эксплуатации самолета его баланс оставался в пределах допустимого отклонения.
  5. Места для размещения экипажа должны обеспечивать комфортное управление воздушным судном, доступ к главным приборам навигации и максимально эффективное управление в случае непредвиденных ситуаций.
  6. Компоновка самолета выполняется таким образом, чтобы при его обслуживании мастера имели возможность беспрепятственно продиагностировать необходимые узлы и агрегаты самолета и при необходимост, провести их ремонт.

Фюзеляж самолета должен быть достаточно прочным, чтобы противостоять нагрузкам, возникающим в разных полетных условиях, а именно:

  1. Нагрузкам, возникающим в точках крепления основных элементов корпуса (крылья, оперение, шасси) во время взлета и приземления.
  2. Аэродинамическим нагрузкам, возникающим во время полета, с учетом работы агрегатов, инерционных сил и функционирования вспомогательного оборудования.
  3. Нагрузкам, связанным с перепадами давления, которые возникают при летных перегрузках в герметически ограниченных отсеках самолета.
Поделитесь в социальных сетях:FacebookXВКонтакте
Напишите комментарий